3.9 高超声速气流新概念压缩系统研究
采用吸气式推进系统的高超声速飞行器中，高速气流首先在进气道内被预设的压缩面所压缩，给下游的燃烧室提供所需要的流量和流场。作为推进系统热力循环的第一步，进气气流的压缩过程是关键之一。对于压缩系统而言，其主要作用就是对高超声速气流进行减速增压。合理、巧妙、高效率地组织激波或者压缩波来压缩气流是压缩系统的首要设计任务。前期研究发现，弯曲激波压缩系统包括特殊设计的弯曲压缩面、内凹弯曲激波、压缩面与激波之间的等熵压缩流场，能较好地融合上述一系列新的设计理念。以此为基础，本项目创新性地提出并逐渐形成了一种全新的超声/高超声速进气道反设计方法，即从进气道出口截面的气动参数要求出发，或者从压缩面的气动参数合理布局出发，设计整个或部分的进气压缩流道。这种逆流向的反设计完全基于下游燃烧室气动参数的需求来完成；压缩壁面及其整个压缩流场的设计基于给定压缩面的增压规律、给定压缩面的减速规律或者给定弯曲激波的形态来完成。本项目试图用全新的方法探索高效、低阻的高超声速进气道设计方法。本项目主要得到以下结论。
①建立了指定出口马赫数分布的超声/高超声速内流道反设计方法，由指定的出口超声速流场出发，利用有旋特征线法流动信息沿马赫线传递的特性，逆流向分块构建支配流场和单道、两道或多道内凹弯曲激波，创造性地提出将曲面压缩流场和出口流场的支配区合理科学地镶配起来，走通了超声速内流道的反设计流程，实现了由出口马赫数分布的高超声速进气道反设计。为了检验上述反设计方法的正确性，对于单道弯曲激波，在给定自由来流马赫数Ma0=6和出口中心线马赫数在3到4之间线性分布的条件下，设计了试验模型，分别在设计点（Ma0=6）和非设计点（Ma0=5）进行了有粘数值模拟和风洞试验，纹影照片中明显可见形成的弯曲激波。试验结果与预定目标值以及有粘数值模拟结果高度吻合，证明了该反设计方法的正确性。为了满足实际发动机进气道在飞行器上安装布局的要求，在预先给定出口马赫数分布的前提下，利用二维有旋特征线理论可实现压缩面马赫数分布可控的两弯曲激波和三弯曲激波高超二元进气道反设计。计算结果表明，设计点时，无粘条件下两种反设计方法均能实现预设出口马赫数分布，有粘条件下反设计的进气道出口主流区马赫数分布与预设分布吻合较好，接力点时出口主流区马赫数仍然保持较好的均匀性。以上结果说明这两种反设计方法均是正确可行的。设计条件下，在捕获高度、无粘出口高度、设计无粘总压恢复系数和装配点处流动参数均相同时，两弯曲激波反设计方法波系简单、有粘接力点流量系数较三弯曲激波高10.2%；三弯曲激波反设计方法有粘时内收缩比较前者小17%，设计点和接力点时总压恢复系数分别较前者高2.9%和2%。随后，开展了双弯曲激波实现均匀出流的反设计试验研究。结果表明，这种双弯曲激波设计实现了三个预定目标：出口流场基本均匀，出口流向趋于水平，以及同样的压缩量下总压损失小于单激波设计。研究还发现，这种弯曲激波压缩方式对非均匀超声速来流（例如高超声速飞行器前体附面层来流）具有一定的“校正”能力。该部分的研究还局限在二维压缩通道的反设计。为了将这种反设计概念拓展到三维压缩流道，利用二维切片叠加的技术将以上二维情况的反设计方法扩展到三维，由此建立了给定出口马赫数空间分布反设计三维内流道的初步方法。作为算例，给定出口流场马赫数沿y方向、z方向均为线性分布，进行三维压缩通道的反设计，证实了设计思想的可行性。
②建立并发展了根据给定压缩面压升规律反设计整个弯曲激波压缩系统的方法。该曲面压缩系统能够产生分散、不汇聚于一点的等熵压缩波系，前缘激波受此作用而形成弯曲激波，气流主要由弯曲激波和壁面与弯曲激波间的等熵压缩波系共同作用而完成压缩。壁面压升规律决定了曲面压缩系统流场中流线上的压升规律，并且主要设计参数中压升规律中段的压力梯度D2和D3对流场性能的影响最为显著。提出了一种能够改善常规等熵压缩面壁面压力分布的S形压升规律，S形压升规律中前缘部分压力梯度变化的斜率较大，而末端部分压力梯度变化的斜率则逐渐减小并趋近于零，避免末端出现比较大的逆压力梯度。这样就能有效改善常规等熵压缩面的壁面压力分布，并且重新分配整个壁面的增压作用，主要利用压缩面前部对气流进行压缩。
根据壁面S形压升规律的曲面压缩系统，设计壁面压升规律可控的二维进气道。利用弯曲激波压缩气流，能够有效缩短外压缩面的长度，与常规三楔压缩和楔+等熵压缩进气道相比，分别缩短12%和10%。均匀来流时，壁面S形压升规律的进气道在设计状态的性能介于常规楔+等熵压缩进气道和常规三楔压缩进气道的性能之间；而在非设计状态下，弯曲激波的形状受来流马赫数变化不敏感以及对气流造成的损失较小，因而壁面S形压升规律的进气道的性能优势尤为突出。特别是接力状态Ma=4时其流量系数达到0.758，同常规三楔压缩和楔+等熵压缩进气道相比分别提高9.5%和7.5%；同时喉道总压恢复系数也分别提高3.2%和1.4%。非均匀来流时，在整个工作范围内，随着δ/HC（HC为进气道捕获高度）的增加，三种进气道的流量系数和喉道总压恢复系数均降低。设计状态下，三种进气道的喉道总压恢复系数的下降量相当，而壁面S形压升规律的进气道的流量系数和喉道流场畸变指数降低最小；非设计状态下，壁面S形压升规律的进气道的流量系数和喉道总压恢复系数均降低最小。此外，壁面S形压升规律的进气道对非均匀来流还具有一定的校正作用。由于壁面压升规律的形式各种各样，本项目以有效改善等熵压缩面的壁面压力分布为目的，研究了一种S形压升规律，并将所得到的曲面压缩系统应用到二维进气道的设计中，采用弯曲激波压缩的进气道性能明显优于采用常规压缩方式的进气道。
采用曲面压缩系统改进侧板后，以等熵压缩为主、激波压缩为辅对气流进行压缩；同时唇口溢流窗略有减小，Ma=5时其减小幅度最大，达到2.3%。同参考侧压式进气道相比，在整个工作范围内，侧板采用曲面压缩的侧压式进气道的流量捕获能力略有提高；而其喉道总压恢复系数则得到一定程度的提升。接力状态Ma=4时，其喉道总压恢复系数提高1.3%；设计状态Ma=6时也提高2.4%。因此，将曲面压缩系统应用到三维侧压式进气道中能够减小唇口溢流窗，并且将进气道中激波压缩转变为曲面的等熵压缩和较弱的前缘激波压缩。这样就提高了进气道的总体性能，尤其是非设计状态下的性能。在此基础上，还研究了该方法在轴对称及内收缩等多种压缩型面与进气道设计中的应用。
③建立了给定压缩面减速规律的压缩面型面反设计方法。由于压缩面的增压规律与减速规律的非线性关联，二者对压缩效率的敏感程度有差别，因此构建了给定减速规律的曲面压缩面反设计方法。该曲面压缩系统能够产生疏密程度可调、不汇聚于一点的等熵压缩波系，前缘激波受此波系作用而形成弯曲激波，通过弯曲激波、壁面与弯曲激波之间的等熵压缩共同对气流完成减速增压作用。基于给定壁面减速规律设计曲面压缩系统的方法，研究了壁面马赫数线性分布和二次分布两种常规减速规律，分析了主要设计参数对其流场性能的影响，并发展了一种壁面马赫数采用两段连续分布的减速规律设计方法。壁面马赫数线性减速规律的曲面压缩系统流场性能受马赫数线性变化的斜率A影响最大；而壁面马赫数二次减速规律的曲面压缩系统流场性能则受前缘压缩角δ0和压缩面增压比πd直接影响，对减速速率d Ma（x）/d x的斜率C和递减系数D变化不敏感。壁面减速规律分两段设计时，若采用两段线性减速规律，其流场性能受两段压缩壁面马赫数线性变化的斜率A1与A2耦合作用影响，对第一段压缩型面偏转角δc变化不敏感；而采用二次与线性组合减速规律时，曲面压缩系统流场性能则主要受第一段压缩型面偏转角δc的影响。从压缩面壁面和出口截面参数分布来说，壁面马赫数二次减速规律的曲面压缩系统与等熵压缩面具有很高的相似性，它们都主要利用压缩面后部对气流进行减速增压作用，壁面压力分布和马赫数分布都表现为前端变化平缓而末端变化剧烈。而采用线性减速规律的曲面压缩系统壁面马赫数匀速下降，能充分利用整个压缩面对气流进行减速作用，因而其壁面压力梯度变化比较适中，能避免末端出现比较大的压力梯度变化。壁面采用两段连续分布减速规律时，压缩面的流动特征分别接近壁面线性减速规律和二次减速规律的曲面压缩系统，只是减速规律分两段设计时更容易控制压缩程度沿流向的变化，使壁面末端的参数分布更趋平缓变化。
将不同减速规律的曲面压缩系统作为进气道的外压缩面设计高超声速弯曲激波二维进气道，采用数值模拟方法对它们进行了研究，并与相同约束条件下常规三楔压缩二维进气道、壁面S形压升规律的二维进气道进行了对比。结果表明，壁面线性减速规律的进气道外压缩面能够形成弯曲激波，与相同约束条件下的常规三楔压缩进气道相比，其外压缩面的长度缩短了7%，而且壁面压升规律也得到了明显改善。均匀来流时，在Ma=4～6工作范围内，壁面线性减速规律的进气道性能均比较优异。特别是Ma=4时其流量系数达到0.783，相比常规三楔压缩高超二维进气道提高了13.2%，同时喉道总压恢复系数也提高了4.5%。非均匀来流时，大量前体非均匀来流并不会对该进气道的外压缩段型面造成明显影响，并且对壁面压升规律和性能造成的影响较小。与壁面S形压升规律的进气道相比，壁面减速规律可控的进气道没有形成明显的弯曲激波，因此它们外压缩面的长度都相对较长。特别是，壁面采用二次减速规律时，进气道外压缩面的长度与S形压升规律的进气道相比增加了29%。这样，当Ma=4时，S形压升规律的进气道流量系数同比提高7.2%。另外，壁面减速规律可控的进气道外压缩面的流场更接近等熵压缩，对气流造成的流动损失相对较少。巡航状态下Ma=6时，与S形压升规律的进气道相比，喉道总压恢复系数提高22%以上。
④与传统配波设计完全不同，只要给定外压缩面及内压缩面特征点的压力梯度，结合多目标优化策略，就能够得到性能优异的二元曲面压缩高超进气道的气动设计。基于此思想，本项目发展了通过指定压力分布规律来反设计整个二元进气道的方法，实现了气动参数可控的进气道内外压缩一体化设计，建立了基于i-Sight 软件的二元曲面压缩进气道全流道整体反设计方法和自动化设计优化平台，使大规模的方案计算成为可能，并且能够通过优化算法进行进气道设计的多目标自动寻优。初步研究表明，在已经完成的采样计算方案中能够得到综合性能优秀的进气道设计方案，该方案在来流Ma 6 时喉道总压恢复系数为0.68，在来流Ma 4 时流量系数达0.77。通过增加样本点、缩小设计变量空间以及使用新型代理模型等方法提高近似模型估算精度后，可以直接通过算法进行进一步优化。风洞实验与数值计算表明，所设计的进气道性能优良，这种整体反设计方法可行。
⑤建立了内收缩进气道基准流场的新设计方法，提出并建立了反正切压升规律反设计基准流场的方法。为了使气流减速增压过程更为合理并提高压缩效率，调整设计参数，设计了一种新型的“四波四区”轴对称基准流场，将马赫数分布可控的“两波三区”轴对称基准流场中较强的前缘入射弯曲激波分解为一道较弱弯曲激波和部分等熵压缩波，同时将反射激波弥散为等熵压缩波，从而构成了基准流场存在“四波四区”的结构。这种新型“四波四区”基准流场的压缩效率明显上升，设计点时其增压比增加了9.8%，总压恢复系数提高了8.6%，接力点的流量系数提高了2.7%。相对基于“两波三区”基准流场设计的进气道，基于“四波四区”基准流场设计的进气道出口涡流较小且具有更高的压缩效率和流量捕获能力。新型进气道接力点的流量系数达到0.876，提高了5.7%，Ma∞=6.0 和7.0 时出口总压恢复系数分别提高了9.8%和23.6%。
在此基础之上提出了给定激波配置的马赫数分布可控轴对称基准流场的设计方法，包括“两波三区”基准流场和双弯曲入射激波的“三波四区”基准流场。给定激波配置的马赫数分布可控基准流场设计方法提高了基准流场的可控性和气动性能：一方面给定激波径向的总压恢复系数分布反设计激波可以控制基准流场的压缩效率，另一方面给定压缩面的马赫数分布反设计型面可以控制等熵压缩与激波压缩比例、附面层稳定性以及内收缩比。“两波三区”基准流场保持了较高的压缩效率，设计点的增压比为12.3，总压恢复系数为0.962。保证双弯曲入射激波交于中心体前缘点，采用亨德森（Henderson）配波理论设计的“三波四区”基准流场压缩效率也较高，出口均匀且长度较短，设计点时增压比和总压恢复系数分别为20.1和0.912。这种“双弯曲激波三波四区”的新型轴对称基准流场，为内收缩进气道的发展开辟了一种新的思路。
⑥提出了宽马赫数可控变形的弹性曲面压缩面新概念，拟通过气动变几何的设计思想使高超进气道在宽马赫数范围内控制流量系数，针对二元进气道，采用数值计算的方法，通过改变压缩面的上下压差使压缩面产生弹性变形，从而控制不同马赫数下进气道的流量系数。数值计算结果表明，底部压力腔内压力在3000～20000Pa 的变化范围内，Ma 4.5，Ma 5，Ma 5.5，Ma 6.0 来流条件下的流量系数变化范围分别为0.787～0.889，0.856～0.972，0.923～1.000，1.000，这说明弹性压缩面变几何这种设计思想是可行的，并达到了在宽马赫数范围内控制流量系数的目标。同一马赫数下，压力腔内压力越大，弯曲激波离唇口越远；压力腔内压力相同时，进气道工作马赫数离设计点越远，弯曲激波也离唇口越远。采用本项目的气动调节方法，有可能将定几何的基准进气道在Ma 4.5，Ma 5，Ma 5.5，Ma 6.0 来流条件下的流量系数分别提高14.2%，13.7%，7.4%，0%，出口总压恢复系数也略有提升，这说明弹性压缩面变几何的设计思想可以实现非设计点马赫数下进气道性能的提高，为进气道提高非设计点性能提供了一种全新的方法。
⑦完成了五种典型的曲面压缩高超进气道实验研究，用给定压缩面升压规律、给定压缩面减速规律设计了五种典型的全弯曲压缩面-弯曲激波进气道模型（二元、轴对称、侧压、内转、密切乘波），完成了高超风洞试验，获得了风洞试验性能，证实了这种新型进气道的设计方法和良好的气动性能。