轴对称进气道启动的平移唇口方法的风洞验证

《Aerospace》：Wind Tunnel Verification of a Translating Cowl-Lip Method for Axisymmetric Inlet Starting Yunfei Wang, Huacheng Yuan, Jun Liu and Mo Zhao

　　

进气道能否成功启动是推进系统为飞行器提供正常动力的前提。为解决高收缩比涡轮基组合循环（TBCC）进气道缺乏自启动能力的启动困难问题，本研究提出了一种通过唇口轴向平移的强制启动策略，并通过风洞试验验证其可行性。本研究聚焦于一台巡航马赫数（Ma）为4.0、工作马赫数范围为0–4的轴对称混压式进气道。为克服高内部收缩比带来的启动挑战，研究人员采用唇口平移作为主要几何调整机制，使进气道在较低收缩比下启动，随后过渡到其高性能设计构型。试验在FL-23风洞中开展，来流条件为Ma 3.5和Ma 4.0，对比了有无唇口调整情况下进气道的启动特性。试验结果表明，在没有主动调节的情况下，进气道在两种试验条件下均未能自启动。然而，采用唇口平移策略后，进气道成功获得了启动流场。此外，即使将唇口平移回高收缩比设计位置后，进气道仍保持稳定的启动状态。本研究验证了将唇口几何平移作为进气道强制启动方法的有效性。总之，该方法解决了高收缩比进气道在临界马赫数下的启动问题，并为旨在宽马赫数范围内实现高性能与可靠启动的可变几何进气道提供了有价值的技术参考。

高速飞行器推进系统需要在宽马赫数范围内稳定工作，其中进气道作为涡轮基组合循环（TBCC）发动机的关键部件，必须同时满足巡航状态的高气动性能和全马赫数范围内的可靠启动。然而，高内部收缩比设计虽能提升巡航性能，却导致进气道落入非自启动的“双解区域”（dual-solution region），即进气道在非启动状态下无法自行过渡到启动流场。现有研究多集中于启动/非启动流场特性分析及启动增强技术（如射流控制、鼓包设计、附面层抽吸等），但对几何调整（特别是唇口平移）作为主动启动策略的实验验证尚属空白。为此，研究人员以一台工作马赫数0–4.0的轴对称混压式进气道为对象，提出通过唇口轴向平移改变内部收缩比，实现强制启动，并在FL-23风洞中开展Ma=3.5和Ma=4.0条件下的实验验证。该研究解决了高收缩比进气道在关键马赫数下的启动难题，为可变几何进气道的性能与启动协调设计提供实验依据，论文发表在《Aerospace》。

研究人员采用的主要关键技术方法包括：在FL-23风洞中进行吹风实验，通过风洞纹影系统观察外部压缩段流场状态；沿中心体壁面和唇口内壁布置多排静压测点，测量流向压力分布以分析内部流动；在气动界面平面（AIP，Aerodynamic Interface Plane）采用等环面法安装8个总压耙（共40个总压探针），计算质量流量系数和总压恢复系数。通过步进式平移唇口（位置A→B→C→B→A），将内部收缩比从设计值1.93逐级降至1.50再恢复，对比有无调整下的启动性能。所有数据采集于稳定来流条件，排除了变量干扰。

研究结果如下：

**4.1 纹影结果与分析**
4.1.1 唇口向下游平移过程中的非启动流场：在初始位置A和位置B，纹影图像显示进气道处于非启动状态，入口处出现分离区，产生分离激波与外部压缩段两级锥形激波相互作用（Ma=4.0和Ma=3.5均呈现类似结构），逆压梯度导致气流无法顺畅通过喉道。
4.1.2 在位置C过渡到启动状态：当唇口平移至位置C（内部收缩比降至1.50），进气道进入自启动区域，纹影图像显示入口分离区消失，分离激波消除，仅保留两级锥形激波并合并后作用于唇口上游，证明唇口平移成功实现强制启动。
4.1.3 上游平移过程中维持启动状态：从位置C经B返回A过程中，纹影图像始终显示启动流场，甚至在返回设计位置A时观察到了激波贴口现象（shock-on-lip），表明启动后的进气道能承受内部收缩比增加而不重新非启动。

**4.2 壁面压力对唇口平移的响应**
通过壁面静压测量可知，非启动状态下（位置A和B）沿流向逆压梯度极高，下游压力快速上升；当唇口移至位置C后，逆压梯度显著降低，压力分布趋于平坦；在上游平移回A的过程中，压力分布始终与对应非启动状态不同，进一步证实流态已转为启动。

**4.3 唇口平移过程中AIP性能变化**
在Ma=4.0下，质量流量系数从位置A的0.75升至位置C的0.84，最终在返回位置A激波贴口时达到0.98（抽吸孔损失约2%）；总压恢复系数从0.12升至0.14再升至0.19。Ma=3.5趋势一致，质量流量系数达0.97，抽吸孔损失低于3%。性能参数的变化定量表明启动可显著提升进气道的流通能力和总压保持能力。

**4.4 唇口平移方法的有效性与适用性讨论**
讨论了该方法的通用性：不同来流马赫数下唇口理想位置不同，但启动策略本质一致——先平移至自启动区域（如位置C），建立启动后再调整至设计位置。由于风洞无法动态变马赫数，研究未直接验证加速过程，但提出了实际加速中的控制思路：先在低马赫数下将唇口置于自启动区域，之后随马赫数增加逐步调整。此外，肩部抽吸孔损失在设计目标之内（≤3%），不影响方法有效性。

总结讨论部分，研究人员得到以下结论：（1）实验验证了唇口平移可作为进气道强制启动的有效手段：在双解区域内无法自启动，通过下游平移降低内部收缩比可实现启动，且启动后即使唇口返回双解位置仍保持启动；（2）非启动流场中入口强逆压梯度导致分离激波与锥形激波复杂干扰，启动后分离区消失；（3）气动性能与流态强耦合，Ma=4.0时质量流量系数从0.75增至0.98，总压恢复系数从0.12增至0.19，Ma=3.5趋势类似，抽吸孔损失<3%；（4）流态迟滞现象表明一旦启动，进气道可容忍一定程度的收缩比增加而不重新非启动；（5）该方法解决了高马赫数性能与低马赫数启动的矛盾，原理适用于全工作范围，为变几何进气道设计和加速过程控制提供了实用指导。