2018, Vol. 39
2. 南京航空航天大学 能源与动力学院，江苏 南京 210016
2. College of Energy and Power Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China
进气道是高速航空航天飞行器的重要气动部件之一，其位于吸气式推进系统的最前端，肩负着流量捕获与调节，来流动能转化与利用，出口流速大小与均匀性调节、隔离上下游扰动等多项功能，对推进系统的工作效率、工作包线等均有着直接影响[1]。同时，进气道还处于推进系统和飞行器的交界面上，对飞行器的气动特性、结构重量、隐身性能等也有着显著影响。对于超声速、高超声速进气道而言，其对捕获来流的减速增压过程主要通过激波实现，而进气道在吸入上游边界层的同时其内部也有边界层的不断发展，这使得激波/边界层干扰现象不可避免的存在于这类进气道中[2~5]。这类干扰现象的存在将会对进气道的性能和运行能力带来显著的负面影响。以进气道内唇罩激波/边界层干扰为例，由干扰导致的边界层分离将会诱导出复杂的波系结构，增加进气道内的流动损失。在某些严重的情况下大尺度的边界层分离包还会造成流道堵塞，甚至进气道不起动。因此，采取合理的控制措施实现对发生于进气道内的激波/边界层干扰现象的控制是十分有必要的[6]。
目前，对进气道内激波/边界层干扰的控制主要采用边界层放气和涡流发生器两种手段。其中，边界层放气方法是通过在激波/边界层干扰区间内布置一定数量的放气孔或放气槽吸除分离包内的低能流，实现对分离的抑制[7~10]。该方法是目前使用较为广泛的一种方法，并在工程实际中得到了较为广泛的应用，例如美国F-15战斗机进气道即采用了散布式抽吸技术[11]。但是这种控制方法的缺点也显而易见：边界层放气会造成进气道的捕获流量损失，导致一定的放气阻力，并且在高超声速飞行过程中放气流道的存在会增加飞行器的热防护负担，因此研究者们一直在积极探索有效的替代方案。近年来，微型涡流发生器获得越来越多的关注，其高度仅有边界层厚度的10%~70%，极大地减小了附加阻力，并且不需要额外的能量与质量供应。与传统涡流发生器相比，其产生的流向涡可以在边界层中保持较长的距离，不易因上升而脱离边界层。Babinsky [12]，Lee [13]，Ghosh[14]等均针对微型涡流发生器开展了实验和数值研究，对比研究了微型涡流发生器与传统涡流发生器机理上的异同，并讨论了微型涡流发生器的尺度与布置方式等问题。Zhang等[15]提出了一种大后掠微型斜坡式涡流发生器，相较于传统的微型斜坡式涡流发生器，其对通道内的强三维激波/边界层具有一定的控制能力。但是，涡流发生器在高马赫数时控制效果欠佳，并且在高超声速条件下还必须对其采用专门的热防护措施防止被烧蚀，限制了其在工程中的应用。此外，流向狭缝控制[16]、循环空腔控制[17]、磁流体控制[18~22]等新颖的流动控制手段也都得到了广泛的关注，但目前均处于实验室研究阶段。
针对目前各种激波/边界层干扰控制技术均存在明显的缺点，Zhang提出了一种基于自动鼓包的激波/边界层控制方法，该方法在激波作用点附近铺设可变形鼓包机构，通过鼓包的变形实现对激波/边界层干扰的控制，能够在不损失进气道流量、不增加热防护负担的基础上较大幅度地改善超声速内流特性，给进气道性能带来明显收益[23~26]。但是，壁面鼓包对激波入射位置较为敏感，必须要求激波入射点在鼓包外凸部位时鼓包才能发挥出较好的控制效果。而当激波入射在鼓包迎风面内凹部分时，依旧会出现大尺度的边界层分离。针对这一问题，本文提出了一种将次流控制和壁面鼓包相结合的控制方法，增强鼓包对边界层分离的抑制能力，并扩宽鼓包控制边界层分离的有效区间范围。而后借助仿真手段证实了该设计概念的可行性，并对相关流动机理和参数影响规律进行了分析。
2 研究对象和仿真方法 2.1 控制方法介绍本文提出了一种将次流控制与壁面鼓包相结合的方法，工作机理如图 1所示。在激波作用点附近布置迎风面带有若干斜缝的可变形壁面鼓包，鼓包下方布置有引流腔，在鼓包后方的平板上布置一条水平吹气缝。当进气道在低马赫数工作时，壁面保持平坦状态，便于进气道起动，同时下游的吹气缝也处于关闭状态；而当进气道在高马赫数工作时鼓包上拱，吹气缝打开，位于鼓包迎风面的边界层进入腔体，并在鼓包下游的吹气缝中喷出，强化鼓包的控制效果，尤其是当激波入射在鼓包迎风面时，边界层分离包内气流经斜缝进入引流腔，减少低能流在鼓包迎风面的堆积，同时引流腔内的气流在鼓包下游喷出后还能实现对鼓包下游边界层的“充能”效果，增强其抗分离能力。因此，通过结合次流控制，可以扩宽鼓包对激波/边界层干扰的有效控制范围，增强其边界层分离的抑制能力。具体到可变形鼓包的实现，在目前的技术条件下可以考虑采用柔性壁或记忆合金板等方案。
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Fig. 1 Mechanism of shock/boundary layer control by a bump combined with secondary flow control |
为了便于进行流动机理和参数影响规律的研究，将唇罩激波/边界层干扰现象从复杂的高超声速进气道内流场中剥离出来，并忽略肩部膨胀扇的影响，将进气道内唇罩激波/边界层干扰流场进行简化，如图 2所示：一块水平放置的平板，其上表面可形成厚度可变的边界层气流。平板上方布置有一激波发生器，用于模拟唇罩激波。平板表面放置有一特定形状的鼓包，在鼓包迎风面布置有若干条引气缝，鼓包下游的平板上布置一条水平吹气缝，为了尽量减少对主流的干扰，吹气缝上壁面厚度较小。仿真中为简化模型，将其作为薄壁结构处理。鼓包下方还设计有一个引气腔连接放气缝与鼓包下游的吹气缝。图中激波发生器的尖点距平板起始端的水平距离为xs，高度为h′，尖劈角为θ，内通道喉道高度为H，且通道保持水平状态。鼓包起始位置、引流腔起始边、引气缝起始位置、吹气缝出口位置距离平板前缘分别为xb，xc，x1，x2。研究中，坐标系原点放置于平板前缘。图 2（b）为引流腔部分的放大图，其中引流腔长度为Lc，宽度为hc，与平板的距离为dc；引气缝与平板的夹角为β，第一条引气缝起始边到最后一条引气缝结束边的总宽度为Ws，单条引气缝的宽度为W1；吹气缝出口的宽度为Wb，吹气缝出口整流段长度为L1。
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Fig. 2 Adopted model |
本文的仿真工作采用基于有限体积法的二维NS方程求解器进行，其中无粘对流通量使用Roe格式进行差分分裂，其界面上的左右状态值通过具有二阶精度的差值得到。湍流模型选用RNG k-ε模型，使用具有二阶精度的格式进行离散，在近壁区还采用了增强型的壁面函数法进行处理。在计算中，迭代过程的收敛以各方程残差均下降4个数量级为准则。研究中选择的计算域如图 3所示，平板全长13.8H，进口边界高5H。所采用的网格如图 4所示，网格单元总数约为4.5×104，并保证网格近壁处的y+在1附近。此外，仿真中的自由来流马赫数为3.8，静压为874Pa，静温为77K，平板入口的边界层厚度为0.15H，其速度剖面按照1/7次律分布。
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Fig. 3 Computational domain |
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Fig. 4 Adopted mesh |
为检验仿真手段对激波/边界层干扰现象的预测能力，对文献[27]中的入射激波/平板湍流边界层干扰实验数据进行了检验。仿真中的参数设置与实验条件完全一致：激波发生器的压缩角为14°，通道入口的边界层特性根据文献给定。图 5给出了仿真和实验获得的下壁面沿程静压和Stanton数分布情况。可以看出，仿真所获得的曲线和实验数据吻合较好。图 6还对比了实验纹影和仿真所获得的数值纹影，可以看出，仿真结果较为准确地捕捉了激波/边界层干扰的流动结构特征。因此，本文所采用的仿真手段能够较为准确地预测激波/边界层干扰区间的流动，具有较高的可信度。
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Fig. 5 Computational and experimental results of static pressure and stanton number distributions on the plate |
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Fig. 6 Comparison of experimental and numerical schlieren |
首先对纯平板状态的流动进行了仿真，选取内通道喉道高度H=20mm，尖劈角θ=12°，其它相关参数分别为：xs=5H，h′=1.7H。图 7给出了仿真获得的纯平板时的流动情况，可以看出，受入射斜激波的干扰，激波入射点附近的平板边界层出现了显著的分离，并导致了复杂的波系结构：在分离包的前部形成了一道强的分离诱导斜激波，分离包最高点下游附近存在连续的膨胀扇，而在分离包的尾部则存在弱压缩波束以及由此汇聚而成的再压缩斜激波，上述波系还在通道内形成了多次反射和相互干扰。因此，在不采用任何控制措施的情况下，严重的激波/边界层干扰现象使得通道内的流动结构变得十分复杂，流动损失显著增加。
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Fig. 7 Flow structure without any control |
为改善图 7中的流动，在平板上布置一可变形鼓包，鼓包外形参数根据文献[23]中的选取原则确定，鼓包长度为2.25H，高度为0.1H，形状控制因子A=1，B=1，鼓包最高点位于鼓包的中心。根据文献[23]的研究，当激波入射在鼓包迎风面内凹部分时，鼓包对激波/边界层干扰的控制效果不佳，依旧会出现大尺度的边界层分离。针对这一突出问题，设置鼓包起始位置与平板前缘的距离xb=7.75H，使激波入射在鼓包迎风面内凹部分。同时，为了便于和带有次流控制的方案进行性能比较，在鼓包下游布置了一个台阶，其位置与高度均与吹气缝一致。图 8给出了仅有鼓包控制时的流动情况。可以看出，正如文献[23]中所述，激波入射在了鼓包迎风面内凹部分，入射点附近出现了大面积的分离包，与纯平板状态（图 7）类似，同样也在分离包上游形成了一道强的分离诱导激波A1A2，并诱导了复杂的波系结构，造成了较大的激波损失。为使鼓包对边界层分离的控制具有较好的工程实用价值，必须降低鼓包对激波入射位置的敏感度，因此有必要对这种控制状态下的流动进行进一步的改善。
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Fig. 8 Flow structure with only bump at xs =5H |
相同来流条件、激波入射条件下引入次流控制，在鼓包迎风面设置两条引气缝，同时后方吹气缝打开，引气缝、吹气缝和引流腔的相关参数分别为：x1 = 8.33H，β =25°，W1=0.05H，Ws=0.15H，x2=11.34H，Wb= 0.05H，L1=0.5H，xc =6.04H，dc=0.15H，hc=0.5H，Lc= 2.8H。图 9给出了结合次流控制后的流动情况，可以看到，相比图 8，鼓包前端的分离包尺度明显缩小，边界层分离区内大部分低能流在压差力的作用下进入引流腔，并经下游吹气缝喷出，流动建立符合预期。图 10给出了引入次流控制前后平板表面的静压分布曲线，由于在两种控制条件下，激波入射点附近一直存在边界层分离包，因此在激波入射点附近均存在一个压力平台，但是值得注意的是在引入次流控制之后，该压力平台范围明显缩小。同时，从图 10中引入次流控制后的壁面静压曲线上可以看出，引气缝位置处的静压要明显高于吹气缝位置处的静压，在引流腔前后形成压差，在该压差的驱动下，引气缝前的边界层分离包内的低能流进入引流腔，并且以一定的速度从吹气缝中喷出，从而使得分离包减小，总压损失降低。
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Fig. 9 Flow structure with a bump combined with secondary flow control at xs=5H and x1=8.33H |
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Fig. 10 Comparison of static pressure distribution on the plate with and without secondary flow control at xs=5H and x1=8.33H |
进一步观察图 10，在引气缝之后，由于第二条引气缝后缘尖点的存在，尖点处压力急剧升高。而后，在鼓包诱导波系的作用下，两种方案的静压值均有所下降，并在鼓包尾部稍有所回升后进一步减小。直到吹气缝作用区域，不带次流控制的方案其静压值仅因为后台阶的存在而突降，之后即逐渐上升，而引入次流控制的方案在相同区域内的变化趋势却正好相反。这点可以从图 8和图 9的波系结构中得到解释。在不带次流控制的方案中（图 8），鼓包迎风面上方的分离诱导激波A1A2，经过上壁面的反射后为激波A2A3，射入下壁面并进一步反射为激波A3A4，近壁气流在此处穿过激波A2A3和A3A4，压力必然升高。而在引入次流控制后（图 9），虽然同样在鼓包迎风面上方存在一分离诱导激波C1C2，但是由于分离包较不带次流控制的方案要小，所以激波C1C2相对激波A1A2位置偏后。C1C2在上壁面反射后形成激波C2C3，由于吹气缝射流的影响，C2C3的位置较A2A3更加后移，与分离再附激波D1D2的反射激波D2D3在下壁面相遇，形成一道共同的反射激波C3C4。所以在引入次流控制的方案中，吹气缝之后的壁面气流静压延续了之前的下降趋势，直到遇到激波C2C3和C2C3，才大幅度上升。最后在激波C3C4的作用下，形成了图 10中平板尾部两种方案相似的静压变化曲线。
图 11给出了经过引流腔的流线图，可以看出，在鼓包前端的边界层分离区内堆积的气流经引气缝进入引流腔，从而使分离包尺度显著减小；另一方面，进入引流腔的高压气流经过鼓包下游的喷气缝高速喷出，不仅保证了进气道的捕获流量不受损失，还可以为鼓包下游的边界层补充动能，增强其抗反压能力。这点可以从图 12鼓包下游x=11.7H处模型内通道截面的速度分布（截面位置参见图 8、9）中得到印证，图中射流出口高度位置由黑色细线标出。可以看出，在没有次流控制的方案中，该截面的速度型分布较为瘦弱，而在引入次流控制之后，由于射流对边界层内的充能效果，该截面的速度型变得更加饱满，并且边界层厚度明显减小。
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Fig. 11 Streamlines past the cavity at xs=5H and x1=8.33H |
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Fig. 12 Comparison of velocity profiles at x=11.7H with and without secondary flow control at xs=5H and x1=8.33H |
综合以上分析可知，结合次流控制的壁面鼓包控制方法能够有效缩小激波入射导致的边界层分离，防止低能流在分离包内堆积，降低流动损失。因此，该控制方法是合理可行的。
3.2 激波入射位置的影响由于唇罩激波的入射位置会随着工作马赫数的不同而改变，专门研究了在不同激波入射位置下引入次流控制后对鼓包控制效果的改善。图 13给出了仿真所获得的引入次流控制和纯鼓包控制时模型出口总压恢复性能随激波入射位置的变化，研究中的激波入射位置覆盖了整个鼓包范围。可以看出，无论是否引入次流控制，模型的总压恢复系数都是随着激波入射位置的后移先逐渐增大，到xs=6H（即激波入射点位于鼓包背风面外凸部分）时达到最大值，而后，随着激波入射位置的进一步后移，模型的总压恢复系数下降。这样的变化趋势与文献[23]中的研究结果是一致的，主要还是由鼓包本身的控制特性决定的。在引入次流控制后，模型出口的总压恢复在大部分的激波作用位置下都得到明显提升，最大改善幅度达到5.44%（xs=4.5H时），而当激波作用在鼓包背风侧内凹部分时总压恢复略微有所降低，降低幅度为0.97%。结合图 14中不同激波入射位置下模型下壁面边界层内亚声速区的流动分析，在xs≤ 5.5H时，引气缝所在位置正好处于分离影响区域，此时通过抽吸分离区域内的低能流达到了缩小分离包、促进边界层再附，进而提高模型性能的目的。而当xs=6H时，此时激波入射到鼓包背风面的外凸部分，根据鼓包控制特性，此时分离本就很小，模型性能达到一个最高点，通过此时下壁面静压分布曲线（见图 15）可以看出，除了引气缝和吹气缝所在位置，有/无次流控制的下壁面静压曲线是完全重合的，说明xs=6H时次流控制对模型性能的影响很小。而当xs=6.5H时，激波入射到鼓包背风面的内凹部分，此时鼓包的控制效果本就相对较差。通过图 16此时模型内的静压分布和流过引流腔的流线图可以看出，与图 10中xs=5H时的流线不同，此时气流不再是从引气缝流向吹气缝，而是由于吹气缝处的压力大于引气缝处的压力，气流从吹气缝中进入引流腔，再从引气缝中喷出，然后重新向下游移动，即在吹气缝和引气缝之间形成了一个循环流动，这种循环流动其实是将鼓包下游的低能流输运到了鼓包迎风侧，并在与当地边界层掺混的过程中增加了流动损失，从而导致了模型性能的略微下降。
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Fig. 13 Total pressure recovery ratios with different incident shocks at x1=8.33H |
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Fig. 14 Subsonic flow in the model with different incident shocks at x1=8.33H |
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Fig. 15 Comparison of static pressure distributions on the plate at xs=6H and x1=8.33H |
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Fig. 16 Static pressure distributions and streamlines past the cavity at xs=6.5H and x1=8.33H |
由此可知，引入次流控制可以在较大激波入射范围内实现对模型性能的改善；但是，当激波入射在鼓包背风面内凹部分时，引入次流控制会导致降低模型性能的小幅下降。
3.3 引气缝位置的影响为了进一步分析引入次流控制后的性能改善效果，还研究了引气缝位置对控制效果的影响。图 17给出了激波入射位置xs=5H时模型的总压恢复系数随引气缝位置的变化。可以看出，随着引气缝位置从鼓包前端移到尾端，模型的总压恢复系数先略有增大而后逐渐减小，在x1=8.33H时获得最大值0.591，在x1=9.33H时，总压恢复系数最低为0.561，略低于不带次流控制方案的总压恢复系数0.562。
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Fig. 17 Total pressure recovery ratios with different bleed slots at xs=5H |
图 18给出了xs=5H时，不同引气缝位置下模型内的流动，x1=8.33H时的流动情况见图 9。通过比较可以看出，x1=7.83H和x1=8.33H时，模型内鼓包前端的分离包大小接近，引气缝均将分离区域中的低能流吸入引流腔，并从吹气缝中喷出，在这两个条件下模型的总压恢复系数也十分接近，均获得了较好的控制效果。而随着引气缝位置的进一步后移，鼓包前端的分离包逐渐增大。到x1=9.33H时，分离包的大小甚至超过了不引入次流控制的方案（见图 8），总压恢复系数也比后者要低。这主要是因为此时引气缝的位置位于分离包下游，被引气缝抽走的已经不是分离包中的低能流，而是分离再附后的边界层流动，引气缝的存在非但没有起到积极作用，反而推迟了边界层的再附，从而使得分离包扩大，总压恢复系数略有降低。
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Fig. 18 Flow structures with different positions of bleed slots at xs=5H |
因此，次流控制方案的效果与引气缝的位置有很大关系，当引气缝位于鼓包迎风面时，能够获得较好的改善效果。
3.4 引气缝分布形式的影响还研究了引气缝分布形式的影响。固定引气缝起始位置到平板前缘的距离x1=8.33H，单条引气缝宽度W1 =0.05H，缝间距为0.05H，研究引气缝总宽度和单条引气缝宽度之比Ws/W1分别为1，3，5（分别对应1，2，3条缝）时控制方案的性能。图 19给出了xs=5H时不同Ws/W1时模型出口的总压恢复系数，可以看出，Ws/W1为1和3的方案可以获得较好的总压恢复性能，而Ws/W1为5时，其总压恢复系数相对较低，但是仍要好于未引入次流控制的方案。
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Fig. 19 Total pressure recovery ratio with different Ws/W1 at xs=5H |
图 20给出了xs=5H时，不同Ws/W1下模型内的静压分布和流过引流腔的流线。可以看出，当Ws/W1为1和3时，流动都是按照预想的状态，从引气缝中流入引流腔，然后从吹气缝中喷出。所以这两种方案获得了相对较好的改善效果。而对于W s/W1为5的方案，其前两条缝之间形成了一个循环流动，导致前两条引气缝对分离区内低能流的泄放能力降低，次流控制效果不佳，这点从静压分布中可以明显看出，其分离再附激波较前两个方案要后移很多。所以，当单条引气缝宽度和间距不变时，Ws/W1取值过大时，其控制效果反而不佳。但是，该方案中第三条引气缝还是起到了一定抽吸低能流并促进分离再附的作用，所以其性能还是要优于不带次流控制的方案。
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Fig. 20 Static pressure distributions and streamlines past the cavity with different Ws/W1 at xs=5H |
固定W1=0.05H，Ws=0.15H不变，改变引气缝的角度β值，研究该角度值对控制效果的影响。选取了25°，35°，45°，55°以及90°进行研究，表 1给出了不同引气缝角度下仿真获得的总压恢复系数。可以看出，引气缝角度对出口总压恢复系数影响很小，最大总压恢复系数和最小总压恢复系数也仅相差0.3%，尤其在β ≥35°时，模型的总压恢复系数基本都在0.593。
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Table 1 Effects of bleed slots angle on total pressure recovery ratio |
通过本文研究，得到以下结论：
（1）次流控制与壁面鼓包相结合的控制方法，能够在较大激波入射范围内有效抑制激波入射导致的边界层分离，改善通道内的流动状态，降低流动损失，因此，结合次流控制的壁面鼓包控制激波/边界层干扰的方法是合理可行的。
（2）结合次流控制的壁面鼓包激波/边界干扰的控制机理主要在于：利用鼓包前后存在的压差，将由激波入射导致的分离区域的低能流抽吸入引流腔，在减少低能流的同时促进分离包的再附。然后将引流腔中的气流从鼓包下游的吹气缝中喷出，对当地的边界层起到了一定的充能作用，并保证了进气道的捕获流量。
（3）相较于现有的壁面鼓包控制方案，结合次流控制后可以在较大激波入射范围内实现对激波/边界层干扰的控制，改善通道出口的总压恢复，最大改善幅度可以达到5.44%。但是，当激波入射在鼓包背风面内凹部分时，引入次流控制的方案会使通道出口总压恢复性能相较单纯鼓包控制时有所降低，降低幅度为0.97%。因此，为保证控制效果，激波入射位置不宜过于靠后。
（4）当单条引气缝宽度和间距固定时，引气缝的位置和分布形式对控制效果的影响均较大。将引气缝布置在鼓包迎风面，且Ws/W1取值不大于3时，可以获得较好的改善效果。
（5）引气缝角度的变化对控制效果的影响较小。本研究中固定了鼓包的相关参数，关于鼓包参数的影响将在下一步的研究中进行。
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