1 引言

高超声速条件下，由于材料和结构的限制，飞行器头部必须作钝化处理，使驻点处有足够的热容量，以便承受该处的高传热率。在高超声速条件下，头部钝化对流场的影响是很大的，文献[1]指出：对钝前缘平板，由边界层引起的前缘激波曲率使激波与边界层之间的流动中产生熵梯度，该熵梯度导致边界层边界处产生涡量，该涡量间接引起边界层边界处的速度和温度随距前缘距离的变化。

以高超声速冲压发动机为动力的飞行器，同样面临着前体前缘和唇口前缘等钝化的问题。有研究者指出：由于高温下的高负载和热应力的共同作用，前缘问题在高超声速冲压发动机中，很可能在结构设计中成为支配因素，同时还限制了为飞行器所许可的高度-速度环境范围^[2]。不仅如此，前缘的钝化还会导致进气道性能的下降。钝前缘上游的弯曲激波产生的熵层向下游传递，改变了下游边界层的发展，包括转捩，也引起无粘流场的显著变化，例如激波位置、形状和压力分布，进而影响空气捕获特性^[3]。

有关钝前体前缘进气道的研究比较少。部分研究工作主要针对前体或外压缩面流动受钝化的影响。Sheldon在马赫数7，10条件下实验研究了平板和等熵压缩斜面前缘钝化对压缩面流动（转捩位置、边界层发展与稳定性）的影响，证明钝化诱导的熵层被边界层吞入的过程及引起的边界层外缘条件的变化对下游边界层的增长和稳定性有显著影响^[4]；张红军等在马赫数5.93条件下实验研究了一个三级压缩二元进气道前缘钝化对楔面边界层转捩的影响，前缘半径增加，压缩面边界层转捩位置明显后移^[5]。James在马赫数5.98条件下，实验研究了锥加等熵压缩面轴对称进气道中心体鼻部钝化对压缩面压力恢复、转捩位置和边界层参数的影响，指出鼻部钝度对壁面压力的影响主要在中心体前部区域；边界层动量和位移厚度随着鼻部钝度的增大而增厚；鼻部钝化延迟转捩，但鼻部半径超过3.56mm后，对转捩位置和转捩雷诺数几乎没影响^[6]。王卫星等研究了马赫数4.5，6.5条件下，三级混压式轴对称进气道边界层转捩对性能的影响，鼻部半径增大，压缩面边界层转捩位置呈先后移再前移再后移的趋势，且进气道自起动马赫数升高^[7]。王振峰等在马赫数5.98条件下，试验研究了三级压缩楔面前缘钝化对压缩面流场特征、压力及壁面热流随变化的规律，随着前缘半径增加，波系特征发生显著变化，第一道激波角增大，第二、三道激波角减小，压缩拐角处激波边界层干扰区范围扩大，第二、三道激波根部弯曲程度显著增加^[8~10]。

少量工作研究了钝前缘对高超声速进气道整体性能的影响。Benson等基于20世纪60年代的技术，在发展数值方法的同时，模拟研究了马赫数8条件下，半锥角11.5°的单级锥混压式轴对称进气道鼻部钝化对进气道流量捕获率、溢流阻力或喉道处总压恢复、流动非均匀性几乎没有影响，因为熵层很早就已经合并到边界层内；但外罩前缘钝度对内流场有显著影响^[11]。王晓栋等对比研究了马赫数6条件下，三级压缩角均为7.5°的3+1波系二元进气道前缘钝化对前体流场结构及性能的影响（外罩为尖前缘唇口），指出半径大的前缘引起了较大的熵增，加厚了进气道外压缩楔面法向流场的非均匀区，导致了压缩楔面上斜激波系的严重退化，进气道的性能急剧下降^[12]；周忠平研究了马赫数7，攻角2.5°条件下，类X-43A高超声速进气道前缘钝化对其性能的影响（外罩为尖前缘唇口），随着钝化半径增加，前缘激波增强，进气道进口非均匀流的厚度增加，下游激波和上唇口激波强度均减弱，溢流增加，进气道流量系数减少、出口马赫数降低、温升比增大、静压比减小、总压恢复系数显著降低^[13]。高文智等实验研究了马赫数接近6，攻角0°，4°和7°条件下，锥加弯曲压缩面混压式轴对称进气道中心体鼻部钝化对进气道流动特性的影响（外罩为尖前缘唇口），攻角0°时钝化对前体流场结构及沿程压力分布影响很小；攻角4°，7°时，钝化对迎风面流场结构和沿程压力影响不大，而对背风面的影响随着攻角的增加而显著改变，激波向外偏移，边界层厚度增加，流动趋向不稳定，出现了分离，且在鼻部半径3.2mm，攻角7°，背风面侧不起动^[14]。

考虑到实际应用中必然会采用钝的前体前缘和钝的外罩前缘，两者的相互作用将对进气道综合性能产生显著影响，需要掌握这种影响的流场特征，为进一步研究流场修正技术提供依据。本文采用固定外罩前缘钝度，研究前体前缘钝化程度对马赫数6条件下的进气道内外流场及综合性能的影响。

2 几何构型与模拟方法 2.1 几何构型

各种进气道方案均有其独特的优缺点，虽然新型进气道设计方案不断出现^[15~18]，但从发动机模块的并联拓展、低速几何调节和高速范围尽量避免调节等需求来看，二元（至少入口部分为二元）固定几何进气道仍具有一定优势，值得深入研究。因此，本文仍以固定几何三级平面压缩进气道为研究对象。

所研究进气道的尖前缘基本型示于图 1，设计点马赫数Ma_d=6.0，三道外压缩波系强度相等，并在尖前缘、尖外罩唇缘条件下，外压缩波系交汇于唇口。三级压缩角分别为6.37°，7.43°和8.72°。

借鉴文献[19]的取钝方法，在基本型（尖前缘）的基础上，将第一级压缩面与背部楔面进行圆弧过渡处理，圆弧与两者相切。本文研究R_N=1~6mm六个钝度（相对钝度0.072%~0.43%）。外罩唇缘钝度以相同方法获得，取R_c =2mm，且前伸至原尖点位置。图 2为钝化前缘示意图。

2.2 数值方法

文献[20, 21]介绍了一种经过实验验证的数值模拟计算策略，本文借鉴其方法。采用S-A湍流模型。网格为四边形结构网格，壁面及激波边界层干扰区域进行网格加密，壁面第一层网格y+整体控制在1.0以内，经网格无关性验证，确定整个计算域网格数总数约为240万。在隔离段出口设有长为10倍隔离段高度的计算缓冲段，采用压力远场入口边界条件和超声速外插出口边界条件；壁面采用300K等温壁条件。

3 尖前缘基本型的流动特征

图 3为尖前缘基本型进气道方案整个计算域的流场x向密度梯度图。可以看到背部弓形激波、三道外压缩激波、唇缘弓形激波以及隔离段和缓冲段内激波串的宏观结构。

3.1 外罩前缘附近流场结构

图 4为外罩唇缘附近流场密度梯度云图。其中，为更好显示图中的流场结构，图 4的密度梯度被限定在了较窄的范围，这样可将激波结构显示得更清晰，但激波也显得更粗壮（文中其它密度梯度云图作相同处理）。

从图 3和图 4可以看出，在理想尖前缘条件下，三道外压缩波与外罩唇缘弓形激波相交，形成复杂的激波干扰结构。第一道外压缩激波（弱斜激波）与很强的外罩唇缘激波交于唇缘外侧，生成一段正激波和两个三波点T₁，T₂（见图 4的局部放大图）。由三波点T₂发出一道唇缘激波的透射激波C₃和沿流线的滑移层Σ（没有看到射流结构），从三波点T₁至C₃的强激波段后方形成了小片亚声速区（声速线所包围的区域）；由三波点T₁发出一道斜激波C₄（跨过流线），为匹配与C₃波后亚声速区的压力，还生成一片膨胀波扇（EF）。据此流场可以判断，第一道外压缩激波与唇缘激波相交形成了Ⅴ类激波干扰^[22]。

第二道外压缩激波（弱斜激波）与唇缘弓形激波的近正激波部分相遇，形成同族激波干扰，干扰区两侧是近正激波后的大范围亚声速区，应属Ⅳ类激波干扰^{[22, 23]}。两道激波相交的三波点处发出一束射流（射流的细节结构没有显现出来），受驻点区高压的影响，该射流没有撞击到唇缘，而是绕向外侧。

第三道激波（弱斜激波）与唇缘弓形激波的近正激波部分相交，形成异族激波干扰，干扰点几乎与声速点重合，从两道激波相交形成的三波点处发出一滑移层，滑移层跨声速线，将超声速区与亚声速区分割开，应属Ⅲ类激波干扰^[24]。受驻点区高压的影响，滑移层没有撞击到唇缘，而是绕向内侧。

从上述分析看出，即使前体前缘为理想尖，当外罩为钝化前缘时，“波系贴口”原则不再适用。按照“波系贴口”原则设计，当外罩前缘钝化时，压缩波系与唇口弓形激波相交在驻点线附近，容易出现较强的激波干扰（Ⅲ类或Ⅳ类），造成前缘壁面加热的剧烈增加，如果设计时能使波系在工作范围内均偏离驻点线区域，将大大降低热防护的压力。

3.2 隔离段及其入口附近流场结构

图 5为尖前缘基本型方案隔离段及其入口附近流场密度梯度云图（图中S为外压缩激波、SP为分离激波、BS为弓形激波、RS为再附激波）。可以看出，为匹配当地流动参数与流通面积需求，在肩部拐角后形成了一个分离泡，使有效流通流道“收窄”；分离泡的起始点非常接近肩部拐角，分离泡上游边界的角度相对于第三级压缩面形成了对气流略呈压缩的趋势，产生的分离激波又与唇缘激波相交，两道波相互穿透，呈典型的Ⅰ类激波干扰；肩部分离激波入射至外罩内侧壁面诱导了小范围的边界层分离，在该分离泡的音速线上反射为一簇膨胀波，在分离泡上、下游形成分离激波和再附激波。肩部分离泡下游形成一道再附激波，在隔离段内反射形成激波串，并在反射点诱发小范围边界层分离及新的分离波系结构。

从上述分析结果看，肩部分离泡相对于第三级压缩面形成了压缩趋势，产生了一道分离激波，变为四级压缩，损失增加。如果能够使分离泡与第三级压缩面形成略微膨胀的趋势，应能得到更好的结果。

4 前体前缘钝化对入口附近波系结构的影响

计算获得了前体前缘钝度R_N =1，2，3，4，5，6mm的流场结构，为详细比较这些流场，图 6给出了这些钝度条件下内流道入口上下游附近流场的密度梯度云图，图 7给出了相应的外罩唇缘附近流场的密度梯度云图。

从图 6可以看出，在钝前缘附近生成弓形激波，随着前体前缘钝度的增加，弓形激波的脱体距离增加，第一道外压缩激波的虚拟起始点（第一道外压缩激波的直线部分向上游延伸与X轴的交点）向上游移动，第一道外压缩激波的直线部分向外侧移动，与外罩唇口弓形激波相交的波系结构变为Ⅵ类干扰（相交的激波直接透射，在同侧形成膨胀波扇），尽管R_N ≥2mm时，由于分辨率的原因，看上去像是两道激波的简单合并。

R_N ≤3mm时，随着前体前缘钝度的增加，由于并未受到肩部分离激波影响，第二、三道外压缩激波与唇口弓形激波的相对位置并未发生显著变化，但图 7（a）~（c）唇口区域局部放大图表明流场结构还是发生了明显变化。第二道外压缩激波的位置的确变化微弱，与唇口弓形激波的干扰依然维持为Ⅳ类，其干扰产生的射流是唇口亚声速区与超声速区的分界线。第三道外压缩激波的干扰位置有少量变化，虽然干扰依然是Ⅲ类，但强度发生变化（第二、三道波的强度略微减弱）。R_N =1mm时，射流向唇口的驻点靠近并撞击在唇口壁面上；R_N =2mm时，射流跨越驻点（射流的一部分流向内流道，另一部分绕流到外侧）并撞击在唇口壁面上，在此钝度范围内，随着钝度的增大，第三道外压缩激波的干扰点向第二道波的干扰点靠近；R_N =3mm时射流位置又回到与尖前缘相同的情况，即射流远离驻点并绕开壁面向外侧流动，第三道外压缩激波的干扰点远离第二道波的干扰点。R_N ≤3mm时，随着前体前缘钝度的增加驻点位置向内侧移动。

从图 6（a）~6（c）可以看到，1mm≤ R_N ≤3mm时，随着前体前缘钝度的增加，压缩面上边界层增厚，肩部分离区向第三压缩面发展，分离激波、分离区最高点、分离激波在外罩内壁的入射点均向上游移动，肩部分离区增大，分离激波减弱，唇口弓形激波及其与肩部分离区顶点附近的滑移层的干扰增强，R_N =3mm时诱导出较大范围的失稳剪切层；分离激波与唇口弓形激波的干扰点随之向上游、向外罩壁面靠近，两者的干扰在R_N ≤2mm时为Ⅰ类干扰（简单透射），R_N = 3mm时为Ⅱ类干扰，干扰区后亚声速区增大。由于第二、三道外压缩波与唇口弓形激波干扰区的相互影响（干扰点靠近或两者之间的正激波范围增大，图 7（a）~（c），前体前缘钝度增大，入口流动结构越来越复杂。从图 6（a）可以看到，R_N=1mm时肩部分离泡没有向第三压缩面发展，分离激波也没有远离肩部拐点，肩部分离激波入射到外罩内壁面上诱发分离流动结构，包括反射的膨胀波扇、新的分离激波和再附激波以及两个分离激波的相交，唇缘弓形激波后的核心区保持了超声速流动。从图 6（b）可以看到，R_N= 2mm时，流场主体结构与R_N =1mm相似，但肩部分离激波在外罩壁面诱导的分离区更大，肩部分离激波、壁面分离激波与唇口弓形激波的干扰点重合（五波点T），壁面分离激波与弓形激波的透射激波合并，由五波点T拖出向下游发展的滑移层；五波点T与外罩内壁面分离区之间残留少量超声速区，五波点T与肩部分离泡顶点之间的激波很强，其下游形成局部亚声速区，过肩部分离泡顶点后的膨胀使流动重新加速到超声速；虽然下游核心流仍为超声速，但入口流通能力减弱。从图 7（c）可以看到，R_N =3mm时，肩部分离激波的前移造成与唇口弓形激波之间的Ⅱ类干扰，弓形激波发生畸变（Ⅱ类干扰的马赫盘），马赫盘下游产生局部亚声速流动；两个三波点各拖出向下游发展的滑移层（Σ₁，Σ₂），Σ₂与第三道外压缩波-弓形激波干扰点拖出的滑移层Σ₃之间形成超声速流体流道，并在两侧为亚声速流动的区域（一侧为唇口内壁面的大分离区，另一侧为马赫盘后的亚声速区）形成波系反射结构。

4mm≤ R_N ≤6mm时（图 6（d）~6（f）、图 7（d）~7（f），随着肩部分离泡及分离激波的前移，外压缩面已经变成四压缩波系，第三道外压缩激波与肩部分离激波在内流道入口上游相遇（三波点T₁）、合并，合并激波与第二道外压缩激波在唇口上游较远处相遇（三波点T₂）、合并，均形成Ⅵ类干扰（详见图 6（d））；肩部分离激波发生上述干扰后的激波在唇缘附近与弓形激波相遇，随着前体前缘钝度增大，干扰点向唇缘外侧弓形激波的下游移动，随着干扰点远离唇口壁面，从最复杂的干扰结构向简单干扰结构变化。而受上述干扰后的弓形激波内流道分支，在入口截面上形成近正激波，入口截面被短暂的亚声速区完全覆盖，造成很大的总压损失；下游的膨胀则使流动重新加速到超声速。

R_N =4mm时，唇口附近的波系结构最复杂（图 7（d））。肩部分离激波与第三道外压缩波相交的三波点T₁发出的滑移层Σ₁、第二道外压缩波与第三道外压缩波、肩部分离激波干扰后的增强激波相交的三波点T₂发出的微弱透射波SW₂与唇缘弓形激波相交于一点，在驻点外侧形成非常微弱的干扰，两个入射结构透射并撞击到壁面；三波点T₂发出的增强激波与唇缘弓形激波相交，产生Ⅳ类干扰结构，射流朝外侧绕开。R_N =5mm时，第三道激波与唇口弓形激波的干扰点远离唇口，产生Ⅲ类干扰结构（图 7（e））；第二道外压缩波透射后与唇口弓形激波相交的干扰结构发生在驻点内侧，因而在外罩内壁面上发展出较厚的边界层。R_N =6mm时，第二、三道外压缩激波、肩部分离激波干扰后的增强激波与唇口弓形激波的干扰点继续远离唇口，产生更简单的Ⅵ类干扰结构（图 7（f）），更特别的是，唇口弓形激波受到第二外压缩波的透射波、肩部分离区自由剪切层的干扰，在唇缘壁面附近和在入口核心区都很强，形成两个亚声速区，两者之间形成含有若干波系反射的流体流道，亚声速与超声速区由弓形激波声速点处拖出的滑移层分割。当R_N ≥4mm时，随着前体前缘钝度的增加，唇缘驻点位置向外侧移动。

综合分析上述信息，当R_N ≤3mm时，第二、三道波在唇口处的移动量不大，但第一道波的偏移量较大，将造成较大的流量捕获损失。由此提示，钝化后应将第一级压缩量减小或减小飞行攻角，以避免第一道外压缩激波偏离唇口过远。

当R_N ≥4mm时，肩部分离泡在第三级压缩面形成了第四级压缩，产生的分离激波将第二、三道激波截断，并远离唇口，造成较大的流量捕获和总压损失。由此提示，应设法避免分离泡在第三级压缩面上发展太远。

当R_N ≥3mm时，分离激波与唇口弓形激波在内流道核心区域相交形成大范围滑移层向下游发展，造成总压恢复系数严重下降；或与其他波系相交形成的滑移层吞入内流道，造成流量捕获和总压恢复系数严重下降。这种情况，会增加进气道不启动的风险，设计时应当避免。

5 前体前缘钝化对性能的影响

图 8为在隔离段出口获取的流量捕获和总压恢复性能随钝度变化的数据，图 9为不同前体前缘下唇缘驻点流管图。流量捕获系数以前体前缘为理想尖、外罩唇缘前缘钝度为2mm的情况为基准。从图 8可看出，进气道流量捕获和总压恢复性能随前缘半径在增大而呈单调下降的趋势。在流量捕获性能方面，从图 3，图 9可以看出，前体前缘半径R_N从0~ 6mm变化时，由外罩唇缘驻点流线决定的捕获流管高度单调减小，导致了图 8的捕获流量变化。

当R_N ≤3mm时，随着前缘半径的增大捕获流量下降的幅度不大；当R_N＞3mm时，随着前缘半径的增大捕获流量急剧下降。从图 3，图 5和图 6可以找到对应的流动特征，即当R_N ≤3mm时，唇缘驻点流线分别跨第一、二外压缩激波和唇缘弓形激波，随着前体前缘钝度的增加，第一道外压缩激波外移，是造成捕获流量减小的主要原因；当R_N＞3mm时，除第一外压缩激波直线部分的波强度减弱、第二外压缩激波和唇缘弓形激波强度增强外，肩部分离激波的介入，导致捕获面积亏损急剧增大。

图 10给出了至隔离段出口沿程各段总压恢复系数随钝度的变化情况（其中σ₁，σ₂，σ₃分别表示三道外压缩激波波后总压恢复系数，σ_entrance表示内流道入口波系波后总压恢复系数，σ_isolator表示隔离段激波串波后总压恢复系数，σ_exit表示隔离段出口总压恢复系数）。可以看出，入口附近干扰段（第三道外压缩激波后，隔离段内第一反射点之前）是总压损失的最大贡献者。从前面的流场细节分析获知，R_N =1mm时，第一道外压缩激波略有增强，且肩部分离泡没有向第三压缩面发展，分离激波略有增强，导致总压有微小降低；R_N =2mm时，前体前缘钝度增加导致外压缩波强度继续增加、壁面边界层增厚、肩部分离泡发展到第三级压缩面上，而肩部分离激波和唇缘弓形激波较R_N=1mm时却有所减弱，但两者干扰生成的五波点下游出现了强透射激波、滑移层等（图 6（b）），这些因素导致总压恢复有进一步的下降；R_N =3mm时，除上述因素进一步发展以外，肩部分离激波、唇口弓形激波、外罩内表面分离区自由剪切层之间的干扰形成的马赫盘和含多波系反射的流动（图 6（c）、图 7（c）），造成隔离段入口的损失急剧增加，总压恢复性能严重恶化。与R_N =3mm相比，R_N ≥4mm时，第一道外压缩激波强度出现更快速地增强；内流道入口截面（肩部分离区顶点所在截面）被短暂的亚声速区完全覆盖，说明干扰后的唇缘弓形激波畸变为强度很大的正激波，所以造成很大的总压损失。从R_N =4mm增加到R_N =6mm，总压恢复性能的进一步恶化还与生成滑移层及含多波系反射的流动区域有关。

内流道入口段引起的总压损失占整个流道损失的绝大部分。随着前体前缘钝度的增大，肩部分离激波与唇缘弓形激波之间的干扰，形成的正激波、滑移层和射流等低能流为主的流场结构，大大增加了入口段损失的比例。这些证据提示，当可能发生前缘钝度变化时，进气道波系设计应仔细考察入口段复杂流动的变化，避免入口段产生复杂的低能流结构。

6 结论

通过以上研究，结果表明：

（1）前体前缘钝化，内外流道波系结构发生相应的变化，第一道压缩激波远离唇口。当R_N ≤2mm时，第二、三道外压缩激波、肩部分离区、分离激波、唇口激波受影响较小；当R_N =3mm时，肩部分离激波与唇口弓形激波相干扰，弓形激波畸变，波后生成射流结构；当R_N ≥4mm时，肩部分离区形成第四级压缩，分离激波与第二、三道外压缩激波相交、合并，生成的干扰结构引起唇口弓形激波发生畸变，波后形成大范围的低能流区。

（2）进气道流量捕获随前缘半径的增大而呈单调下降的趋势。当R_N ≤3mm时，随着前缘半径的增大第一道外压缩激波外移，是造成捕获流量小幅减小的主要原因；当R_N ≥3mm时，随着前缘半径的增大第一道外压缩激波外移和肩部分离激波的介入，是造成捕获流量急剧减小的主要原因。

（3）内流道入口段的肩部分离激波、唇缘弓形激波及其它流场结构引起的总压损失占整个流道损失的绝大部分。当R_N ≤2mm时，随着前体前缘钝度的增大，第一道外压缩激波小幅增强，以及肩部分离激波与唇缘弓形激波之间的干扰形成的低能流结构，造成总压恢复有所下降；当R_N =3mm时，唇口弓形激波在干扰下的畸变、迅速增强，造成总压恢复快速下降；当R_N ≥4mm时，第一道外压缩激波的强度出现了快速的增强，抵消了入口段干扰减弱的影响。

上述证据提示，对于外罩前缘钝化的情况，“波系贴口”原则不再适用，应当通过外压缩面的修正设计避免压缩波系与唇口弓形激波相交于驻点线附近。对于前体前缘钝化的情况，应当通过合理的钝化设计、压缩面修正设计或改变设定的飞行攻角，避免外压缩激波偏离唇口太远，并结合流动控制方法严格控制肩部分离区尺寸，避免与最后一级压缩面形成压缩关系，特别要避免分离激波与其他激波干扰产生的滑移层进入内流道核心区范围，以及分离激波与唇口弓形激波在内流道核心区域相交形成大范围滑移层的情况。