可排移前体低能流的带鼓包高速内乘波进气道流动原理与设计方法研究

The low kinetic energy flow near the wall of high speed aircraft, generated by bluntness of forebody leading edge and boundary layer, will be rather thick to the entrance of inlet. It will change the flow structure of inlet and decrease the performance of propulsion system obviously. This research presents a new conceptal design to overcome that problem. The new design is based on a Bump installed before inlet and spill the low kinetic energy flow by the pressure gradient of the Bump. So, the relationship between pressure gradient and spillage of low kinetic flow will be studied firstly at high Mach number condition. Then, a new inverse design method will be investigated that obtain the wall surface corresponding to certain pressure distribution, using characteristic boundary conditions and stream line tracing. In another side, a new Internal-WaveRider-Inlet will be researched for ununiform upstream flow produced by Bump. A three dimensional inverse Method of Characteristic waves (MOC) will be studied at ununiform upstream flow with 3D steady Euler Equations. Such inverse MOC method can solve the aerodynamic shape of the new Internal-WaveRider-Inlet match the Bump. Both results of the above two researches will be conbined to construct a new design method to solve the integrated design of forebody and inlet for high speed airbreathing aircraft.

高速吸气式飞行器（马赫数>3）的前体因前缘钝化和附面层作用会产生很厚的近壁低能流，对进气道及推进系统非常不利。本项目提出在进气道进口采用Bump型面来排移前体低能流，并提出一种适应Bump压缩后流场非均匀的内乘波式进气道，以突破低能流给前体和进气道一体化设计带来的困难。首先，研究Bump型面产生的横向和流向压力梯度对排移高M数近壁低能流的三维流结构等流动机理；再基于时间推进的CFD解法、采用特征型渗透壁面边界条件和流面追踪发展Bump型面反问题设计方法，可得到所需的特定压力分布对应的Bump型面。其次，为解决在均匀入口流时具有先进性能的内乘波进气道与带Bump型面前体匹配的困难，拟基于定常Euler方程的双曲型特性，研究非均匀来流条件下三维逆特征线解法，求解出生成给定曲面激波的物面，建立适应Bump型面后非均匀来流的内乘波（三维压缩且激波贴口）进气道设计方法。

高速进气道与飞行器前体的一体化设计和飞行器前体低能流的处理，是高速推进系统乃至整个飞行器设计的两个研究重点。项目申请之初，国际上还没有将飞行器前体、低能流处理以及可适应前体非均匀来流的高速进气道设计统一起来进行设计的有效思路。本项目采用Bump前体处理由钝化前缘和粘性引起的近壁低能流，同时发展了可适应Bump型面产生的非均匀流场的高超声速三维内收缩式进气道设计技术。最后，通过风洞实验验证了本文设计方法的有效性。本项目工作主要包含以下几方面：1）基于扩展的流线追踪技术、动网格技术并结合虚拟渗透速度的概念，发展改进型的渗透边界反问题设计方法，能适应三维非结构网格，精度在1%左右；2）发展通过给定激波反求可生成该激波的气动型面的逆特征线法，以应用到可适应非均匀来流的高超声速三维内收缩式进气道设计中。3）提出可综合评价Bump型面排除低能流效果的新指标：动能效率损失厚度和进气道参考入口迎风面动能效率，并总结影响Bump型面排除前体低能流的主要因素，包括前缘线激波强度、前缘线形状、Bump中心线处压力分布、Bump型面前缘附近和末端的横向压力分布以及二者之间的过渡规律；4）发展可适应于非均匀来流的高超声速三维内收缩式进气道设计技术，在马赫6来流下，进气道出口气流的马赫数被降低至2.94，总压恢复系数达到0.471，出口压比为17.0；5）通过风洞实验检验了基于反问题方法设计的Bump型面排除前体低能流的效果，验证了可适应非均匀来流的三维内收缩式进气道设计方法的有效性；针对Bump型面排除前体低能流的实验，发展了可适应非均匀压力分布的实验结果处理方法。前者实验结果表明，该Bump型面可排除至少50%的低能流；后者实验结果表明，该进气道将来流马赫数降至2.84，总压恢复系数达到0.470，出口反压达到19.3，平均动能效率0.9670。