2. 中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所 高超声速冲压发动机技术重点实验室, 四川 绵阳 621000
2. Science and Technology on Scramjet Laboratory of Hypervelocity Aerodynamics Institute, China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang Sichuan 621000, China
隔离段作为超燃冲压发动机重要的组成部分之一, 其作用是承受燃烧室反压及隔离进气道和燃烧室, 通过激波与边界层相互作用产生的激波串结构, 匹配进气道与燃烧室工作条件, 从而实现发动机较宽的工作范围[1]。大量关于激波串准稳态结构的研究[2-5]表明:反压、壁温[6]、截面形状[7-8]等因素, 通过改变激波串的形态和长度, 继而直接影响隔离段设计。然而, 随着迎角[9]和反压[10-12]的变化, 激波串在隔离段内的运动本质上是一个动态过程。此外, 因上游进气道对气流的压缩作用, 在隔离段内事先形成的反射激波(背景波系[13-15])也会影响激波串的运动过程。
鉴于进气道/隔离段流动的复杂性, 为获得激波串运动规律, 自由射流风洞实验是其中重要一环。由于直接使用燃烧产生反压[16-17]开展进气道/隔离段实验的难度较大、成本较高, 一般采用节流挡板、堵锥等机械结构[18-19]调节流道出口面积, 或喷射高压气流[20]产生流动壅塞, 迫使隔离段内产生激波串。常规风洞实验时间较长, 这些措施容易施展; 而激波风洞实验时间很短, 进行激波串运动特性研究不仅富有挑战性, 而且对在高焓脉冲风洞中开展大尺度进气道/隔离段模型实验具有重要参考价值。李祝飞等使用预先设置楔形堵块的方式[21-22], 在激波风洞中开展了进气道激波振荡研究。然而, 这种预先"硬"堵塞流道的被动控制方法, 不仅在激波风洞中难以调节和卸除反压, 而且在实验初期产生的激波串前移现象与激波风洞及进气道的流场建立过程相耦合, 并不具有普适性。因此, 需要发展一种适用于激波风洞的、待进气道流场稳定后再产生反压的实验方法。
本文在不改变流道出口几何面积的前提下, 采用隔离段壁面横向喷流产生的"软"堵塞, 主动控制隔离段的反压变化, 以期更加接近燃烧形成的反压的影响, 研究激波串在喷流形成的反压作用下的运动特性。
1 实验模型及实验方法实验在中国科学技术大学KDJB330激波风洞中开展。风洞采用的型面喷管出口直径330mm, 试验段长1.8m, 截面直径约0.7m。来流名义马赫数为6, 总温875K, 总压1.52MPa。使用氮气驱动空气, 采用平衡接触面运行方式。
使用的二元进气道模型与文献[21-22]类似, 如图 1所示, 模型宽54mm, 唇口捕获面高15.3mm, 第一级压缩面长126mm, 压缩角9°, 第二级压缩面长120mm, 再进行5°压缩, 等直隔离段长134mm, 高10mm。隔离段下壁面布置2排直径3.6mm的横向喷流孔, 分别距离隔离段出口40和50mm, 每排7个喷流孔, 孔心间距7mm。为了加快气流在隔离段内的蓄积过程, 在隔离段出口预先安装高度1.5mm的楔形堵块。模型侧板安装玻璃观察窗, 以便对流场进行纹影观测。唇罩壁面(上壁面)沿中心线布置5个压阻式压力传感器NS-2(Shanghai TM-sensor Co., Ltd.), 量程300kPa, 满量程精度0.2%, 按流向编号CH1~CH5, 其中CH4位于第一排喷流孔附近, 用于监测隔离段反压。纹影采用PHANTOM V611高速摄影机进行拍摄, 拍摄速率20 000帧/s, 曝光时间2μs。
|
| 图 1 二元进气道模型 Fig.1 Two-dimensional inlet model |
喷流系统如图 2所示。由于激波风洞的实验时间短, 需要快速响应的喷流装置, 经过探索和筛选, 采用动作时间约为3ms的电磁阀(MAC-34C系列, 通径1.8mm)作为喷流控制器, 气源由800±20kPa的储气罐提供。风洞运行时, 通过激波管内的运动激波触发数字延时器DG645(Stanford Research Systems), 产生多路方波信号, 分别触发高速纹影系统和压力采集系统, 同时利用DG645的延时功能, 控制喷流电磁阀打开和关闭。
|
| 图 2 喷流系统 Fig.2 Jet flow system |
喷流时序控制路径为:事先关闭喷流, 待进气道/隔离段流场建立后打开喷流, 直至激波串被推出进气道后, 再关闭喷流。根据进气道/隔离段流动现象的不同, 实验过程可大致分为流场建立、激波串前移、喘振和再起动4个阶段。
图 3给出了模型上壁面CH1~CH5的压力信号(采用来流静压p∞进行无量纲化)。在t=20ms时刻, 测量系统被触发; t=41ms左右, 风洞实验气流开始流入进气道, 进气道/隔离段流场逐渐建立; t=44ms左右, 喷流进入隔离段, 隔离段反压升高, 激波串开始形成, 并向上游运动; t=57ms左右, 进气道不起动, 并出现喘振现象; 随着喷流关闭, 反压降低, t=71ms左右, 进气道进入再起动阶段。
|
| 图 3 进气道上壁面压强信号 Fig.3 Pressure time history on upper wall of the inlet |
由于事先关闭喷流, 在流场建立阶段, 进气道能够正常起动。从图 3的压力信号和图 4的纹影照片可以看出, t=43ms之后, 流场和沿程压力均较为平稳, 进气道处于稳定的起动状态。考虑到实验的压力测点有限, 为获得沿程压力分布规律, 前期采用三维数值模拟计算了该进气道(无堵块)通流状态下的流场[23]。对称面的数值纹影和壁面压强分布如图 5所示, 均与实验符合较好。这也表明:为了在后续实验中加快气流积累而在隔离段出口预设堵块, 虽然产生了激波7(图 4), 但并未对其上游流动产生明显影响。
|
| 图 4 背景激波纹影 Fig.4 Schlieren of background shock |
|
| 图 5 对称面数值纹影和壁面压强 Fig.5 Numerical schlieren on the symmetry plane and wall pressure |
在进气道起动状态的流场中(图 4), 唇口激波1与进气道肩点附近边界层作用, 使得下壁面出现流动分离, 产生较弱的分离激波2和较强的再附激波3, 此外, 肩点和分离区外缘还产生了膨胀波。激波和膨胀波在隔离段上下壁面间多次反射, 导致壁面压强出现峰谷值交替(图 5)。对于上壁面(唇口侧), 激波3入射在CH2附近, 产生分离激波4和反射激波5, 并在激波3入射点下游附近出现压强峰值点。与之类似, 激波5入射在下壁面, 产生反射激波6, 并在激波5入射点下游也出现压强峰值点。
进气道的起动流场构成了后续激波串前移时的背景流场, 而隔离段喷口上游的多道反射激波, 构成了非对称的背景激波。鉴于后续激波串前沿激波上游的流场仍然与背景流场类似, 根据Li等[10]的研究, 由背景激波引起的压力分布, 可以定性预测出:在背景激波压强峰值点和入射点之间会出现激波串的急剧前移现象。然而, 由于实际流动的复杂性, 这一现象仍然需要实验检验。
2.2 激波串前移阶段横向喷流开启后, 在t=44ms左右喷流进入隔离段, 反压随之逐渐升高, 激波串开始形成并向上游运动。为了从整体上分析和把握激波串前移阶段, 从t=40~58ms的纹影照片序列中, 提取距离隔离段上壁面1mm和距离下壁面3.5mm处(图 4中Line1和Line2所示位置)的灰度值制作x-t图, 如图 6所示。x-t图中的横坐标是沿流向位置, 纵坐标是时间, 色阶是纹影照片的灰度。图 6直观反映出激波串前移阶段的激波运动轨迹。
|
| 图 6 流场x-t图 Fig.6 x-t diagram of the schlieren |
如图 7所示, t=44ms纹影照片中喷口处出现的激波表明, 喷流逐渐进入隔离段。随着气流在隔离段下游不断地积累, 上壁面CH5的压强明显升高(图 3)。t=46ms左右, 喷流已经稳定, 隔离段内出现激波串, 可以清晰地看到激波串的前沿由于流动分离而形成的分离激波8, 后续分析中以该前沿激波的运动代表激波串的运动。此时, 前沿激波8呈X形结构"骑"在喷流上, 该激波结构的上半支位于CH4上游, 下半支也入射在CH4附近, 使得CH4的压力信号产生阶跃(图 3)。这一过程, 在x-t图中表现为喷流逐渐增强(图 6(b)), 出现激波串及前沿激波8(图 6(a))。
|
| 图 7 激波串生成初期纹影 Fig.7 Schlieren of the shock train formation |
激波串前移过程中, 其前沿激波上下两个分支的强度和形状会发生变化, 在背景激波的入射点附近尤为明显。如图 8(a)所示, 在t=46.2~46.4ms, 前沿激波8的下半支快速前移, 跨过背景激波5在下壁面的入射点, 从纹影和x-t图(图 6(b))可知, 前沿激波8运动速度约为61m/s(实验室坐标系)。在激波串的前移方向上, 背景激波5在下壁面的入射点处, 本身就存在较强的逆压梯度, 虽然背景流场中没有出现流动分离区, 但是当反压前传至该区域时, 其流动分离的趋势恶化, 继而前沿激波8的下半支表现为急剧前移。随后, 前沿激波8进入背景流场的顺压梯度区(图 5), 下壁面抵抗流动分离的能力增强, 因而前移速度明显降低, 在t=47.0~47.2ms, 其平均速度约为12m/s。此时, 由于前沿激波8上游背景流场的下壁面压强低于上壁面(图 5), 更有利于激波串前移, 导致前沿激波的下半支始终靠前并占主导。
|
| 图 8 激波串在背景激波入射点附近的纹影 Fig.8 Schlieren of the shock train near the incident point of the background shock |
如图 8(b)所示, 在t=47.2ms时, 前沿激波8运动到背景激波3在上壁面的入射点下游。由于背景流场本身已经存在较强的逆压梯度(图 5), 并产生了较小的流动分离区, 当反压前传至该区域时, 上壁面的流动分离加剧, 导致前沿激波8的上半支急剧前移。如t=47.3ms纹影所示, 前沿激波8的上半支迅速跨过背景激波3在上壁面的入射点, 并与背景激波4合并。前沿激波的上半支占主导, 而下半支仍处于背景流场的顺压梯度区(图 5), 变化较小。
在t=47.3~48ms时, 前沿激波缓慢前移, 在此过程中, 其上半支处于背景流场的顺压梯度区(图 5), 其下半支虽然处于背景流场的逆压梯度区, 但该逆压梯度平缓(图 5), 使得其下半支增强缓慢。如图 8(c)中t=48ms纹影所示, 前沿激波的下半支与背景激波3合并。随着反压的前传, 在t=48.3ms左右, 激波串在下壁面的分离区与背景波系中唇口激波1诱导的分离区融合, 使得肩点处的分离区显著增大, 背景波系中原有的分离激波2也明显增强; 同时, 分离激波2在上壁面的反射激波也明显增强。由于肩点处的分离区融合, 后续分析中将分离激波2看作是激波串的前沿激波。
背景波系通过在隔离段内产生的压强变化, 特别是壁面边界层内压强分布规律的变化, 影响激波串前移过程。借助通流状态下数值模拟得到的背景流场(图 5), 获得了背景激波以及逆压梯度区分布示意图, 如图 9中紫红色区域所示。对图 8激波串前移过程的分析表明:在背景激波入射点附近, 壁面压强事先存在较强的逆压梯度, 使前沿激波相应一侧的分支增强并快速前移。隔离段内前沿激波快速前移的区域, 与图 9背景流场中近壁面处的逆压梯度区大致相符。
|
| 图 9 背景流场逆压梯度分布示意图 Fig.9 Schematic of adverse pressure gradient in the background flow field |
如图 10所示, 激波串的前沿激波跨过肩点后, 并没有迅速前移产生溢流, 而是在t=49~56ms左右, 分离激波2和其产生的反射激波9在肩点附近出现振荡, 从图 6中可以清晰地看出这种振荡形成的Z字形轨迹。这种振荡与Tan等[13]观测到的由于侧向溢流而出现的进气道"小喘"不同, 本文进气道模型被侧壁限制(图 2), 此时没有发生溢流, 但仍然存在分离激波振荡。其原因主要是:对逆流前移的分离激波2而言, 内收缩段的流道面积大于隔离段, 可以容纳更大的流动分离区, 因此, 有利于缓解下游的反压。如图 10所示, 当分离激波2向上游移动时(t=49.2ms), 其强度增大, 反射激波9波后的压力随之升高, 同时, 靠近上壁面的超声速通道也扩大, 使得抗反压能力增强, CH1下游的激波串回撤; 继而肩部的逆压梯度下降, 分离区缩小, 分离激波2又退回下游(t=49.4ms); 此时, 喉道处的超声速通道减小, 抗反压能力下降, 下游的激波串再次前移, 通过增大肩部分离区又推动分离激波2向上游移动(t=49.7ms), 如此往复振荡。然而, 这一振荡过程只能短暂维持, 随着喷流不断积累, 反压继续升高, 在t=52ms之后, 激波串又持续向上游移动。从图 6可知, 前沿激波整体向上游移动的同时仍然存在振荡。
|
| 图 10 激波串在肩点附近振荡时纹影 Fig.10 Schlieren of the shock train oscillating near the shoulder |
随着喷流的持续进行, 隔离段内气流进一步积累, 反压不断增加(图 3中的CH4)。如图 11所示, 在t=57ms时, 分离激波2运动到唇口附近, 与唇口激波1之间产生马赫反射。随后进气道发生溢流并出现喘振现象, 分离激波在唇口外前后振荡。进气道不起动后, 虽然隔离段压强的平均值有所下降, 但喘振造成的峰值压强仍然较高(图 3)。
|
| 图 11 "喘振"纹影 Fig.11 Schlieren of the "buzz" |
在进气道不起动后, 关闭控制喷流的电磁阀, 喷流管路中残余气体产生的喷流强度大幅减弱, 使得反压降低, 进气道进入再起动阶段。如图 12所示, 在t=71.5ms时, 分离激波2退回到内收缩段, 并与唇口激波1发生马赫反射, 然后, 分离泡逐渐被吞入隔离段。在t=73.1ms时, 分离激波入射在CH1附近, 但没有出现明显的振荡。随着肩部分离区的缩小, t=75ms时, 隔离段前部的流场以及CH1和CH2的压力已经稳定(图 3)。由于隔离段积累的高压气体的排出过程较为缓慢, 在试验时间的末期, CH3下游流动未能达到与喷流开启前(图 4中t=43ms)完全相同的状态, 但是进气道已经起动。实际上, 通过缩短喷流持续时间的手段很容易消除这种现象。这也表明, 该进气道具有自起动能力。
|
| 图 12 进气道再起动阶段纹影 Fig.12 Schlieren of the inlet restart process |
(1) 隔离段横向喷流模拟反压的方式, 不改变流道出口几何面积, 通过合理设计喷流时序, 能够在激波风洞有限的实验时间内控制隔离段出口反压, 为在脉冲风洞中开展激波串运动规律、进气道起动性能和抗反压能力的研究, 提供了一种有效的途径。
(2) 随着喷流在流道内积累, 隔离段出口压强升高, 产生向上游运动的激波串, 激波串前沿激波的运动规律受进气道/隔离段内的背景激波影响, 特别是在背景激波的入射点附近, 背景流场自身存在较强的逆压梯度, 使得与入射点同侧的前沿激波分支增强, 并出现快速前移。
(3) 喷流产生的反压将激波串的前沿激波推出至进气道肩点附近时, 进气道的内收缩段在一定程度上具有容纳流动分离区、缓解下游反压的作用, 出现短暂的激波振荡现象, 但是待反压进一步增大后, 进气道出现不起动溢流。
鉴于激波串运动过程的复杂性, 在激波串前移速度的量化比较以及喷流产生的反压规律方面, 还有待进一步开展细致研究。
| [1] |
Heiser W H, Pratt D T, Daley D H, et al. Hypersonic airbreathing propulsion[M]. Reston, VA: AIAA, 1994.
|
| [2] |
Waltrup P J, Billig F S. Structure of shock waves in cylindrical ducts[J]. AIAA Journal, 1973, 11(10): 1404-1408. DOI:10.2514/3.50600 |
| [3] |
Billig F S. Research on supersonic combustion[J]. Journal of Propulsion and Power, 1999, 9(4): 499-514. |
| [4] |
Smart M K. Flow modeling of pseudoshocks in backpressured ducts[J]. AIAA Journal, 2015, 53(12): 3577-3588. DOI:10.2514/1.J054021 |
| [5] |
Shapiro A H. The dynamics and thermodynamics of compressible fluid flow[M]. New York: Wiley, 1953.
|
| [6] |
苏纬仪, 王赫, 陈云, 等. 壁温对隔离段激波串振荡的影响[J]. 航空动力学报, 2017, 32(7): 1605-1612. Su W Y, Wang H, Chen Y, et al. Effects of wall temperature on pseudo-shock oscillations in isolator[J]. Journal of Aerospace Power, 2017, 32(7): 1605-1612. |
| [7] |
马广甫, 谢文忠, 林宇, 等. 二元超声速进气道扩张段内伪激波特性[J]. 航空动力学报, 2017, 32(8): 1950-1961. Ma G F, Xie W Z, Lin Y, et al. Pseudo-shock characteristics in the two-dimensional supersonic inlet diffuser[J]. Journal of Aerospace Power, 2017, 32(8): 1950-1961. |
| [8] |
Huang H X, Tan H J, Sun S, et al. Behavior of shock train in curved isolators with complex background waves[J]. AIAA Journal, 2017, 56(1): 1-13. |
| [9] |
Xu K J, Chang J T, Zhou W X, et al. Mechanism of shock train rapid motion induced by variation of attack angle[J]. Acta Astronautica, 2017, 140: 18-26. DOI:10.1016/j.actaastro.2017.08.009 |
| [10] |
Li N, Chang J T, Xu K J, et al. Prediction dynamic model of shock train with complex background waves[J]. Physics of Fluids, 2017, 29(11): 116103. DOI:10.1063/1.5000876 |
| [11] |
熊冰, 王振国, 范晓樯, 等. 隔离段内正激波串受迫振荡特性研究[J]. 推进技术, 2017, 38(1): 1-7. Xiong B, Wang Z G, Fan X Q, et al. Characteristics of forced normal shock-train oscillation in isolator[J]. Journal of Propulsion Technology, 2017, 38(1): 1-7. |
| [12] |
田旭昂, 王成鹏, 程克明. Ma5斜激波串动态特性实验研究[J]. 推进技术, 2014, 35(8): 1030-1039. Tian X A, Wang C P, Cheng K M. Experimental investigation of dynamic characteristics of oblique shock train in Mach 5 flow[J]. Journal of Propulsion Technology, 2014, 35(8): 1030-1039. |
| [13] |
Tan H J, Li L G, Wen Y F, et al. Experimental investigation of the unstart process of a generic hypersonic inlet[J]. AIAA Journal, 2011, 42(2): 279-288. |
| [14] |
Li N, Chang J T, Yu D R, et al. Mathematical model of shock-train path with complex background waves[J]. Journal of Propulsion and Power, 2016, 33(2): 468-478. |
| [15] |
Xu K J, Chang J T, Zhou W X, et al. Mechanism and prediction for occurrence of shock-train sharp forward movement[J]. AIAA Journal, 2016, 54(1): 1403-1412. |
| [16] |
浮强, 宋文艳, 韩小宝, 等. 双模态燃烧室隔离段激波串位置的测量及控制[J]. 航空计算技术, 2017, 47(2): 20-24. Fu Q, Song W Y, Han X B, et al. Dual-mode scramjet isolator shock train leading edge measurement and control[J]. Aeronautical Computing Technique, 2017, 47(2): 20-24. DOI:10.3969/j.issn.1671-654X.2017.02.006 |
| [17] |
Ridings A N, Smart M K. Flow establishment of precombustion shock trains in a shock tunnel[J]. AIAA Journal, 2017, 55(9): 2902-2911. DOI:10.2514/1.J055590 |
| [18] |
Chang J T, Li N, Xu K J, et al. Recent research progress on unstart mechanism, detection and control of hypersonic inlet[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2017, 89: 1-22. DOI:10.1016/j.paerosci.2016.12.001 |
| [19] |
Gnani F, Zare-Behtash H, Kontis K. Pseudo-shock waves and their interactions in high-speed intakes[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2016, 82: 36-56. DOI:10.1016/j.paerosci.2016.02.001 |
| [20] |
Do H, Im S K, Mungal M G, et al. The Influence of boundary layers on supersonic inlet flow unstart induced by mass injection[J]. Experiments in Fluids, 2011, 51(3): 679-691. DOI:10.1007/s00348-011-1077-3 |
| [21] |
李祝飞, 高文智, 李鹏, 等. 二元高超声速进气道激波振荡特性实验[J]. 推进技术, 2012, 33(5): 676-682. Li Z F, Gao W Z, Li P, et al. Experimental investigation on the shock wave oscillation behaviors in a two-dimensional hypersonic inlet flow[J]. Journal of Propulsion Technology, 2012, 33(5): 676-682. |
| [22] |
Li Z F, Gao W Z, Jiang H L, et al. Unsteady behaviors of a hypersonic inlet caused by throttling in shock tunnel[J]. AIAA Journal, 2013, 51(10): 2485-2492. DOI:10.2514/1.J052384 |
| [23] |
李祝飞, 高文智, 杨基明. 一种二元进气道起动特性的数值与实验考察[J]. 推进技术, 2016, 37(7): 1224-1232. Li Z F, Gao W Z, Yang J M. Numerical and experimental investigation for starting characteristics of a two-dimensional inlet[J]. Journal of Propulsion Technology, 2016, 37(7): 1224-1232. |