超声速可调进气道内流双解现象及其节流特性

doi:10.7527/S1000-6893.2022.27134

流体力学与飞行力学

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超声速可调进气道内流双解现象及其节流特性

金毅¹, 孙姝²(), 郭赟杰¹, 谭慧俊¹, 张悦¹

^1.南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室，南京 210016
^2.南京航空航天大学民航学院，南京 211106

收稿日期:2022-03-10 修回日期:2022-03-24 接受日期:2022-04-11 出版日期:2023-04-15 发布日期:2022-04-24
通讯作者: 孙姝 E-mail:sunshu@nuaa.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金(U20A2070)

Dual solution internal flow phenomenon and throttling characteristics of a supersonic variable inlet

Yi JIN¹, Shu SUN²(), Yunjie GUO¹, Huijun TAN¹, Yue ZHANG¹

^1.Jiangsu Province Key Laboratory of Aerospace Power System，College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China
^2.College of Civil Aviation，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 211106，China

Received:2022-03-10 Revised:2022-03-24 Accepted:2022-04-11 Online:2023-04-15 Published:2022-04-24
Contact: Shu SUN E-mail:sunshu@nuaa.edu.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(U20A2070)

摘要/Abstract

摘要：

为研究超声速可调进气道喉道调节过程中的内流结构及节流特性，设计了工作马赫数范围为0~4的超声速可调进气道，在来流马赫数为2.9的风洞中借助高速纹影观测系统和动态压力测量系统开展了试验研究。结果表明当内收缩比（ICR）为1.79时，进气道通流流场存在设计和非设计流态的内流双解现象。其中，在设计流态下进气道内通道中的波系结构正常建立；而在非设计流态下进气道内收缩段中存在局部分离诱导的复杂波系结构，导致其整体压升高于设计流态，并存在宽频、低频的小幅振荡。此外设计和非设计流态下进气道的下游节流性能相当，其临界堵塞度分别为42.4%和41.7%，临界压比分别为15.8和16.0。在两类流态的下游节流过程中扰动均以结尾斜激波串的形式向上游传播，且临界状态下激波串头波刚好位于喉道附近，但两类流态的结尾激波串在空间分布特征和振荡特性上均存在明显区别。

关键词: 超声速可调进气道, 双解现象, 节流特性, 激波串, 风洞试验

Abstract:

A supersonic variable inlet with an operating Mach number ranging from 0–4 was designed to investigate its internal flow structures and throttling characteristics. All tests were conducted in the wind tunnel at a freestream Mach number of 2.9 with the aid of the high-speed schlieren and dynamic pressure data-acquisition systems. The results show that when the Internal Contraction Ratio （ICR） is 1.79， the unthrottled internal flowfield of the inlet has the dual solution of designed and undesigned flow states. In the designed flow state， the wave system in the inlet internal duct is normally established； while in the undesigned flow state， there is a complex wave system induced by local separation in the inlet internal contraction part， resulting in its overall pressure rise higher than that of the designed flow state and the presence of broadband， low-frequency small-amplitude oscillations. In addition， the inlet downstream throttling performance in the designed and undesigned flow states is comparable with critical throttling ratios of 42.4% and 41.7% and critical pressure ratios of 15.8 and 16.0， respectively. During the downstream throttling process in both types of flow states， the disturbance propagates upstream in the form of an oblique terminal shock train， and the head wave of the shock train in the critical state is located just near the throat station. However， apparent differences exist in the spatial distribution characteristics and oscillatory features of the terminal shock train of the two flow states.

Key words: supersonic variable inlet, dual-solution phenomenon, throttling characteristics, shock train, wind tunnel test

中图分类号:

V211.3

金毅, 孙姝, 郭赟杰, 谭慧俊, 张悦. 超声速可调进气道内流双解现象及其节流特性[J]. 航空学报, 2023, 44(7): 127134-127134.

Yi JIN, Shu SUN, Yunjie GUO, Huijun TAN, Yue ZHANG. Dual solution internal flow phenomenon and throttling characteristics of a supersonic variable inlet[J]. ACTA AERONAUTICAET ASTRONAUTICA SINICA, 2023, 44(7): 127134-127134.

图/表 10

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参考文献 32

1	SCHERRER R， GOWEN F E. Preliminary experimental investigation of a variable-area， variable-internal-contraction air inlet at Mach numbers between 1.42 and 2.44： NACA RM A55F23［R］. Washington， D.C.： NASA， 1955.
2	SCHERRER R， ANDERSON W E. Investigation of the performance and internal flow of a variable-area， variable-internal-contraction inlet at Mach numbers of 2.00， 2.50， and 2.92： NACA RM A58C24［R］. Washington， D.C.： NASA， 1958.
3	FALEMPIN F， WENDLING E， GOLDFELD M， et al. Experimental investigation of starting process for a variable geometry air inlet operating from Mach 2 to Mach 8［C］∥ 42nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit. Reston： AIAA， 2006.
4	TAGUCHI H， YANAGI R. A study on pre-cooled turbojet-scramjet-rocket combined engines［C］∥ 34th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. Reston： AIAA， 1998.
5	SANDERS B W， WEIR L J. Aerodynamic design of a dual-flow Mach 7 hypersonic inlet system for a turbine-based combined-cycle hypersonic propulsion system： NASA/CR-2008-215214［R］. Washington， D.C.： NASA， 2008.
6	陈兵，谷良贤，龚春林. 加速型高超飞行器变几何进气道设计分析［J］. 固体火箭技术， 2013， 36（4）： 431-436.
	CHEN B， GU L X， GONG C L. Study on variable geometry inlet of acceleration hypersonic vehicle［J］. Journal of Solid Rocket Technology， 2013， 36（4）： 431-436 （in Chinese）.
7	王德鹏，庄逸，谭慧俊，等. 一种双流路变几何涡轮基组合循环进气道的设计与仿真［J］. 航空动力学报， 2015， 30（11）： 2695-2704.
	WANG D P， ZHUANG Y， TAN H J， et al. Design and simulation of a dual-channel variable geometry turbine based combined cycle inlet［J］. Journal of Aerospace Power， 2015， 30（11）： 2695-2704 （in Chinese）.
8	李永洲，刘晓伟，张蒙正，等. 马赫数2.5~7.0的二元变几何进气道设计［J］. 火箭推进， 2015， 41（5）： 17-22.
	LI Y Z， LIU X W， ZHANG M Z， et al. Design of a two dimensional variable geometry inlet with Mach number 2.5-7.0［J］. Journal of Rocket Propulsion， 2015， 41（5）： 17-22 （in Chinese）.
9	HOHN O， GUELHAN A. Analysis of a three-dimensional， high pressure ratio scramjet inlet with variable internal contraction［C］∥ 18th AIAA/3AF International Space Planes and Hypersonic Systems and Technologies Conference. Reston： AIAA， 2012.
10	李彪，魏志军，迟鸿伟，等. 进气道内压缩比对固体燃料超燃冲压发动机性能的影响［J］. 航空动力学报， 2016， 31（2）： 459-466.
	LI B， WEI Z J， CHI H W， et al. Effect of inlet internal contraction ratio on performance of solid fuel scramjet［J］. Journal of Aerospace Power， 2016， 31（2）： 459-466 （in Chinese）.
11	JIN Y， SUN S， TAN H J. Flow response hysteresis of throat regulation process of a two-dimensional mixed-compression supersonic inlet［J］. Chinese Journal of Aeronautics， 2022， 35（3）： 112-127.
12	MURTHY S N B， CURRAN E T. Scramjet Propulsion［M］. Reston： AIAA， 2001： 447⁃511.
13	VAN WIE D， KWOK F， WALSH R. Starting characteristics of supersonic inlets［C］∥ 32nd Joint Propulsion Conference and Exhibit. Reston： AIAA， 1996.
14	LIU Y， WANG L， QIAN Z S， et al. Numerical investigation on the assistant restarting method of variable geometry for high Mach number inlet［J］. Aerospace Science and Technology， 2018， 79： 647-657.
15	YUE L J， JIA Y N， XU X， et al. Effect of cowl shock on restart characteristics of simple ramp type hypersonic inlets with thin boundary layers［J］. Aerospace Science and Technology， 2018， 74： 72-80.
16	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， 49（2）： 279-288.
17	WAGNER J L， YUCEIL K B， VALDIVIA A， et al. Experimental investigation of unstart in an inlet/isolator model in Mach 5 flow［J］. AIAA Journal， 2009， 47（6）： 1528-1542.
18	MURAKAMI A， YANAGI R， SHINDO S， et al. Mach 3 wind tunnel test of mixed compression supersonic inlet［C］∥ 28th Joint Propulsion Conference and Exhibit. Reston： AIAA， 1992.
19	REINARTZ B U， HERRMANN C D， BALLMANN J， et al. Aerodynamic performance analysis of a hypersonic inlet isolator using computation and experiment［J］. Journal of Propulsion and Power， 2003， 19（5）： 868-875.
20	TRAPIER S， DUVEAU P， DECK S. Experimental study of supersonic inlet buzz［J］. AIAA Journal， 2006， 44（10）： 2354-2365.
21	LEE H J， LEE B J， KIM S D， et al. Flow characteristics of small-sized supersonic inlets［J］. Journal of Propulsion and Power， 2011， 27（2）： 306-318.
22	ZHANG J S， YUAN H C， WANG Y F， et al.Experiment and numerical investigation of flow control on a supersonic inlet diffuser［J］. Aerospace Science and Technology， 2020， 106： 106182.
23	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.
24	王晨曦，谭慧俊，张启帆，等. 高超声速进气道低马赫数不起动和再起动试验［J］. 航空学报， 2017， 38（11）： 43-54.
	WANG C X， TAN H J， ZHANG Q F， et al. Test of low Mach number unstart and restart processes of hypersonic inlet［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2017， 38（11）： 43-54 （in Chinese）.
25	ZHUANG Y， TAN H J， HUANG H X， et al. Fractal characteristics of turbulent⁃non⁃turbulent interface in supersonic turbulent boundary layers［J］. Journal of Fluid Mechanics， 2018， 843： R2.
26	CHEN H， TAN H J， LIU Y Z， et al. External-compression supersonic inlet free from violent buzz［J］. AIAA Journal， 2019， 57（6）： 2513-2523.
27	MORLET J， ARENS G， FOURGEAU E， et al. Wave propagation and sampling theory—Part I： Complex signal and scattering in multilayered media［J］. Geophysics， 1982， 47（2）： 203-221.
28	MORLET J， ARENS G， FOURGEAU E， et al. Wave propagation and sampling theory—Part II： Sampling theory and complex waves［J］. Geophysics， 1982， 47（2）： 222-236.
29	TAN H J， SUN S， HUANG H X. Behavior of shock trains in a hypersonic inlet/isolator model with complex background waves［J］. Experiments in Fluids， 2012， 53（6）： 1647-1661.
30	XIONG B， FAN X Q， WANG Y， et al. Experimental study on self-excited and forced oscillations of an oblique shock train［J］. Journal of Spacecraft and Rockets， 2018， 55（3）： 640-647.
31	LI N， CHANG J T， XU K J， et al. Oscillation of the shock train in an isolator with incident shocks［J］. Physics of Fluids， 2018， 30（11）： 116102.
32	王德鑫，褚佑彪，刘难生，等. 高背压进气道中内外流耦合作用的大涡模拟［J］. 航空学报， 2021， 42（9）： 625754.
	WANG D X， CHU Y B， LIU N S， et al. Large-eddy simulation of external and internal coupling flow in high back pressure inlet［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2021， 42（9）： 625754 （in Chinese）.

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[1]	李俊红, 靳旭红, 刘春风, 苗文博, 程晓丽. 临近空间高速飞行器微量气动力试验及计算[J]. 航空学报, 2023, 44(6): 127072-127072.
[2]	曾宪昂, 赵冬强, 李俊杰, 严泽洲, 刘成玉. 弹性机翼阵风减缓控制策略风洞试验[J]. 航空学报, 2023, 44(4): 226869-226869.
[3]	徐善劼, 吕宏强, 刘中臣, 冷岩, 刘学军. 基于概率模型的声爆试验数据分析[J]. 航空学报, 2023, 44(2): 626269-626269.
[4]	刘中臣, 钱战森, 李雪飞, 冷岩, 郭大鹏. 发动机喷管羽流对近场声爆特性影响的风洞试验技术[J]. 航空学报, 2023, 44(2): 626952-626952.
[5]	束珺, 徐东光, 韩志熔, 李斯, 黄雄. 结冰风洞过冷大水滴试验中混合翼设计[J]. 航空学报, 2023, 44(1): 627182-627182.
[6]	罗凯, 王永海, 汪球, 栗继伟, 李峥, 聂春生, 李铮. 高焓风洞中等离子体激励流动控制试验[J]. 航空学报, 2022, 43(S2): 89-96.
[7]	杜海, 杨乐杰, 李铮, 徐悦, 孙京阳, 王宇航. 多级环量控制技术增升机理及能效分析[J]. 航空学报, 2022, 43(S2): 54-66.
[8]	刘传振, 孟旭飞, 刘荣健, 白鹏. 双后掠乘波体高超声速试验与数值分析[J]. 航空学报, 2022, 43(9): 126015-126015.
[9]	刘俊, 罗新福, 王显圣. 前缘形状对空腔模型气动特性影响试验[J]. 航空学报, 2022, 43(7): 125235-125235.
[10]	张桢锴, 贾思嘉, 宋晨, 杨超. 柔性变弯度后缘机翼的风洞试验模型优化设计[J]. 航空学报, 2022, 43(3): 226071-226071.
[11]	侯英昱, 李齐, 季辰, 刘子强. 超声速低频大抖振气动弹性载荷试验[J]. 航空学报, 2022, 43(3): 626454-626454.
[12]	曾开春, 寇西平, 杨兴华, 余立, 查俊. 跨声速风洞试验模型主动减振结构优化设计[J]. 航空学报, 2022, 43(2): 224944-224944.
[13]	李乾, 王延奎, 贾玉红. 带边条翼的翼身组合体摇滚运动试验[J]. 航空学报, 2022, 43(11): 526008-526008.
[14]	姜有旭, 李杰, 杨钊. 某层流机翼验证机风洞试验数据修正方法[J]. 航空学报, 2022, 43(11): 526814-526814.
[15]	王猛, 李玉军, 赵荣奂, 衷洪杰. 基于在线加热涂层的宽速域转捩探测技术[J]. 航空学报, 2022, 43(11): 526820-526820.

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Dual solution internal flow phenomenon and throttling characteristics of a supersonic variable inlet

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进气道状态	ICR	p_th/p₀	TR_C/%	p_C/p₀
设计	1.79	4.8	42.4	15.8
非设计		7.6	41.7	16.0