随着吸气式高马赫数Ma飞行器的研究与发展，其宽泛的飞行包线对进气道的设计提出了更加苛刻的要求。面对进气道工作范围的拓宽，以巡航马赫数作为设计点来开展进气道设计的原则往往出现低马赫数不起动问题，而以设计点低于巡航马赫数来设计又会出现高马赫数压缩效率不够等问题[1-5]。为了消除这一矛盾，国内外学者提出了变几何、抽吸、射流和化学流控等多种解决方法，但均主要集中在分析高超声速进气道在低马赫数时不起动的原因。其中，变几何进入气道拓宽飞行马赫数范围的同时，却面临结构重量和复杂控制系统代价等问题[6-7]。在定几何条件下，针对如何改善进气道的宽速域气动性能的问题，相关专家学者开展了大量流场控制及其优化的研究工作[8-15]。采用射流来对进气道流场控制的方法研究较少，主要包括施加射流消除流动分离、分析研究射流对进气道起动性能的影响等[10]，而缺少对进气道在整个飞行速域的整体性能分析和优化。为避免变几何进气道的复杂调节机构与流量控制方法，在解决定几何进气道在宽速域下起动问题的同时，提高整个飞行马赫数范围内的性能。本文采用向上兼容的流场控制设计方法，即在设计时采用较低的设计马赫数。由于较低的马赫数设计点得到的进气道喉道收缩比较小，减速增压效果受到限制，导致高马赫数条件下的喉道马赫数较大。此时，进气道性能仍有很大的提升空间，很难达到所要求的气流质量。因此，通过流场控制方法来兼顾定几何进气道在高马赫数来流下的气动性能，采用高压射流造成一定范围的分离来减小进气道的气动喉道面积，构造出相对于无射流情况下较窄的气动喉道，对来流减速增压，重新构造进气道的内压缩波系等流场结构，从而对来流更进行有效的减速增压。1　基于射流的流场控制方法向上兼容的宽速域定几何进气道的设计是在较低的设计马赫数下开展的进气道设计。而在高马赫数下，为了满足吸气式发动机的要求，定几何进气道需要对来流进行更大的压缩量。本研究拟在定几何进气道的喉道附近引入射流来实现流场控制，如图1所示。10.12050/are20220110.F001图1射流位置示意Fig.1Position of injection由于高马赫数下进气道起动性能相对较优，为更好地研究低马赫数范围，同时为了能更好地体现出射流的影响，避免过低的来流马赫数下射流的控制作用不明显，针对Ma2.0~4.0的自由来流条件，通过优化设计来获得弯曲激波定几何进气道，对宽速域定几何进气道进行数值模拟，分析射流引入方法对各马赫数下进气道流场结构的影响。综合评估通过流场控制来减小气动喉道这一设计方法对进气道整体性能的作用，如图2所示。10.12050/are20220110.F002图2向上兼容的流场控制设计方法Fig.2Method based on upward compatible of flow field control2　进气道模型及基本气动性能首先设计进气道型线，基于弯曲激波，采用有旋特征线法，通过壁面压力分布参数来反设计进气道壁面，在弯曲激波的高度达到设计值时进行唇口板型线设计，唇口型面为与压缩后来流方向相切的过渡圆弧，进气道二维构型入图3(a)所示。采用基于密度的有限体积法求解N-S方程，湍流模型为SA模型，通量空间离散采用二阶精度，时间为隐式推进。用结构化网格对计算域进行填充，局部区域采用加密技术以更好地捕捉激波。入口边界条件为压力远场，出口边界条件为压力出口，壁面采用无滑移绝热边界，网格量约为6万，网格如图3(b)所示。10.12050/are20220110.F003图3进气道二维构型及网格Fig.3Model and mesh of the inlet为了拓宽定几何进气道的工作范围，重点提升Ma 2.0~4.0时进气道气动性能，进气道设计点为Ma 2.0，保证Ma 2.0时弯曲激波顺利封口。进一步地，通过射流来提升定几何进气道在Ma 2.0~4.0范围内的性能。来流Ma 2.0的数值模拟流场马赫数云图如图4所示，由图可知进气道实现激波封口，流场均匀，无明显分离包，进气道正常起动。10.12050/are20220110.F004图4来流Ma 2.0的进气道流场马赫数Fig.4Contour of Mach number in the inlet (Ma0=2.0)数值模拟计算得到的进气道流场气动参数结果见表1，表中C为进气道喉道收缩比。在开展宽速域定几何进气道流场控制设计之前，采用唇口后切、改变喉道高度等方法来进一步提高定几何进气道的溢流能力，在Ma 2.0完成弯曲激波封口。10.12050/are20220110.T001表1进气道气动参数Table 1Aerodynamic parameters of the inletMa0喉道ϕMaσC2.00.95231.190.95331.24总压恢复与流量系数是进气道性能参数的关键，而通过射流来进行宽速域设计时会显著提高喉道的总压恢复系数，故定几何进气道的总流量系数成为Ma 2.0设计点定几何进气道起动的关键判据。开展宽速域设计的标准是定几何进气道在Ma 2.0时顺利封口与Ma 4.0时性能较优，经修改后确定进气道构型。对Ma 2.0和Ma 4.0时定几何进气道的外压缩段-内收缩段入口的弯曲压缩型面开展了数值仿真计算，所得的流场如图5所示，进气道在Ma 2.0、Ma 4.0时流场均匀，喉道处无明显流动分离，能够正常起动。10.12050/are20220110.F005图5进气道流场马赫数等值图Fig.5Contour of Mach number in the inlet10.12050/are20220110.T002表2进气道气动参数Table 2Aerodynamic parameters of the inletMa0喉道ϕMaσC2.00.96321.360.96101.154.00.99973.420.93461.15数值计算后输出的气动参数结果见表2。由表2可知，由于以Ma 2.0为设计点设计得到的进气道喉道收缩比C较初始构型值小，减速增压效果受到限制，导致Ma 4.0条件下的喉道马赫数较大，此时进气道性能仍有很大的提升空间，很难达到要求的气流质量。因此，拟在定几何进气道的喉道附近引入高压射流，造成一定范围的分离来减小进气道的气动喉道面积，重新构造进气道的内压缩波系等流场结构。但流动分离将导致进气道出口总压恢复系数下降，因此拟实现在满足发动机要求的情况下减速增压效果较好的射流方案，以及研究在合理范围内降低出口马赫数的同时，能够保证总压恢复系数变化较小的方案是否可行，为宽速域定几何进气道设计提供新思路和参考。3　宽速域定几何进气道流场控制设计根据进气道设计结果开展射流控制研究，探索射流位置、射流压力、倾角等因素对流场的影响规律，最后综合气动性能，以确定施加射流的较优设置，形成完善的设计过程，并提出宽速域定几何进气道射流控制的设计指导建议。3.1　射流位置对定几何进气道性能的影响定几何进气道在结构上主要分为外压缩段、内压缩段与扩压段。为了对比喉道附近不同位置施加射流对宽速域定几何进气道性能的影响，同时找到能够使进气道正常工作且分离较为合理的射流压力临界值，设计并计算了一组距射流位置和射流压力。距离用L表示，正值为射流点x坐标到喉道下游距离，负值为射流点x坐标到喉道上游距离；射流压力用p’表示，为射流压力为来流静压p的倍数。不同射流位置的流场如图6~图10所示。10.12050/are20220110.F006图6喉道上游150mm的流场Fig.6Flow field of 150mm upstream of the throat10.12050/are20220110.F007图7喉道上游100mm的流场Fig.7Flow field of 100mm upstream of the throat10.12050/are20220110.F008图8喉道监测面附近处流场Fig.8Flow field near the throat monitoring surface10.12050/are20220110.F009图9喉道下游25mm的流场Fig.9Flow field of 25mm downstream of the throat10.12050/are20220110.F010图10喉道下游50mm的流场Fig.10Flow field of 50mm downstream of the throat由图6结果可知，来流Ma 4.0时在定几何进气道喉道上游沿x方向距离为150mm和100mm处施加射流，形成分离包时所需射流压力较小，此区域流场对射流压力的变化较为敏感。这是因为此处形成的分离包能够明显改变打在进气道肩部附近的激波反射角，容易在唇罩壁面形成狭长的分离区，结合表3中进气道气动参数，虽然气动喉道面积缩小致使进气道喉道处的马赫数明显减小，但较大的分离区对保证进气道的总压恢复不利，总压恢复系数较小，使其整体气动性能显著下降。喉道较近处施加射流时，对气流的减速增压效果较好，但进气道总压恢复系数受到影响。在喉道下游沿X方向距离为25mm和50mm处施加射流时，喉道附近形成一定厚度的流动分离区，缩小了气动喉道，结合表3数据，进气道喉道的马赫数减小，相比于喉道附近及其上游处施加射流，此情况下的进气道喉道处以及扩张段监测面的总压恢复系数在比较下略显优势。值得注意的是，在下游施加射流时扩张段会出现一定的分离区，可考虑在扩张段进行抽吸。根据以上分析，在喉道下游25mm处施加射流较为合理。10.12050/are20220110.T003表3进气道气动参数Table 3Aerodynamic parameters of the inletL/mm喉道出口p/p0MathσthMaoutσout-1503.053.140.86043.040.7184-1004.192.930.84812.800.623403.503.070.89992.590.5941252.623.250.91812.770.7545502.923.170.90882.410.63703.2　射流角度对定几何进气道的影响本节对比了不同射流角度（射流方向与流动方向夹角θ分别为45°/90°/135°）对宽速域定几何进气道高马赫数条件下气动性能的影响，如图11~图13所示。如图可知，射流夹角θ为45°时，随着射流压力增大，进气道流场受影响较小，相比于射流夹角90°和135°，此时扩张段存在一定厚度的流动分离。10.12050/are20220110.F011图11与来流方向夹角θ=45°时的影响Fig.11Influence when the angle θ=45°10.12050/are20220110.F012图12与来流方向夹角θ=90°时的影响Fig.12Influence when the angle θ=90°10.12050/are20220110.F013图13与来流方向夹角θ=135°时的影响Fig.13Influence when the angle θ=135°结合表4气动参数来看，射流夹角45°对来流的压缩效果较差，喉道马赫数为3.37，为三者最大值。夹角θ为135°时，随射流压力增大，进气道流场受影响较小。说明夹角越大，所需射流压力越小，同时唇罩内壁面越容易产生流动分离，与来流相迎的射流对流场影响较大，相当于在靠近进气道肩部的区域缩小气动喉道，从而实现改变激波反射位置和波系结构的目的，以此改善进气道的流场和整体性能。夹角θ为90°时，进气道性能介于上述两者之间。综上所述，在进气道喉道附近施加射流时，采用与来流夹角较大的射流角度效果较好，仅需很小的射流压力即可实现缩小气动喉道的目的。10.12050/are20220110.T004表4进气道气动参数Table 4Aerodynamic parameters of the inletθ/（°）喉道喉道p/p0MathσthMaoutσout452.193.370.92972.730.7416902.923.170.90882.410.63701353.503.070.89992.590.59413.3　射流压力对定几何进气道的影响为了更细致地研究射流压力对进气道性能的影响，以夹角135°为基础，分别研究不同射流压力对进气道性能的影响，结果如图14和表5所示。10.12050/are20220110.F014图14不同射流压力的影响Fig.14Influence of different injection pressures由图8可知，随射流压力增大，喉道附近的流动分离加剧，当射流压力达到一定值，喉道附近的流动分离较为明显，形成较大分离区域。10.12050/are20220110.T005表5进气道气动参数Table 5Aerodynamic parameters of the inletp’/ p喉道喉道p/p0MathσthMaoutσout12.263.350.92773.020.810722.533.270.92092.850.777932.783.200.91302.740.746543.003.150.90572.640.674853.223.100.89852.590.6222613.711.780.61092.590.4806结合表中数据，射流压力p’为来流压力的1~6倍，进气道喉道马赫数由3.35减小至1.78，出口总压恢复系数由0.8107减小至0.4806。因此，其他条件不变的情况下，随着射流压力增大，进气道减速增压效果增强，喉道马赫数减小，同时总压恢复性能降低，喉道附近的流动分离区域扩大，直至压力过大，导致激波边界层干扰在唇罩壁面产生较大的分离区，导致进气道气动喉道虽然明显减小，但整体性能急剧下降，故此种射流条件下的压力为5倍来流静压。在前文基础上细化对比，确定射流方案，在夹角90°、来流Ma4条件下，对25mm、50mm两个位置结合图表的差异进行对比。表6给出了数值模拟得到的进气道气动参数。根据表6数据，图15给出了25mm和50mm两个位置在相同射流压力情况下喉道截面和扩张段截面的气动参数对比。由图15可知，50mm处射流的减速增压效果稍好，喉道和出口截面马赫数较低。同时，总压恢复系数较大，总压损失较小，故此位置进行射流较为合理。10.12050/are20220110.T006表6进气道气动参数Table 6Aerodynamic parameters of the inletL/mmp’/ p喉道出口p/p0MathσthMaoutσout2552.623.250.91812.770.754593.133.090.90302.510.6358123.263.100.89772.470.59685053.302.410.92432.750.759093.222.710.91532.500.6993122.923.170.90882.410.6370上文研究了较为合理的射流位置，接下来确定较优的射流角度。10.12050/are20220110.F015图15不同射流压力的气动参数Fig.15Aerodynamic parameters of different injection pressures经对比后，选择90°、135°两种较合理角度，由于上文研究结论不同角度的射流效果不同，相同射流压力的效果有所差异。因此，在对比过程中选择性能较好、流场品质较为稳定的计算结果。分别对比二者的流场结构、气动参数以及各自相对于未施加射流情况的优势。图16给出了两种条件下的进气道流场马赫数等值图，二者均选取了较为合适的射流压力，在保证进气道减速增压效果的同时喉道处分离较小。10.12050/are20220110.F016图16进气道流场马赫数等值图Fig.16Contour of Mach number in inlet flow field由进气道流场马赫数云图可知，射流角度90°、135°时，随射流压力增大，进气道喉道附近流动分离加剧，在射流所在壁面形成狭长的分离区域气动喉道缩小造成喉道附近激波波系改变。结合表7数值模拟后输出的气动参数数据可知，施加射流后，进气道的喉道马赫数均有所下降，而减速效果好必然导致喉道总压恢复系数小。对比两种情况下均衡的结果可知，90°将喉道马赫数降低5.8%，喉道总压恢复系数降低20.4%，135°将喉道马赫数降低4.6%，喉道总压恢复系数降低17.5%，二者相比，相同减速效果的前提下，前者的总压损失更小，故选择90°的射流角度为较优参数。10.12050/are20220110.T007表7进气道气动参数Table 7Aerodynamic parameters of inletθ/°p’/ p喉道出口p/p0MathσthMaoutσout9002.073.420.93503.360.878292.713.220.91532.500.699313502.623.250.91812.770.754553.223.100.89852.590.6222采用上述射流方案获得进气道Ma2.0和Ma4.0的进气道数值模拟结果，流场马赫数等值图如图17所示，施加射流后，进气道流场分离区域增大，有狭长的分离区域。10.12050/are20220110.F017图17进气道流场马赫数等值图Fig.17Contour of Mach number in inlet flow field表8给出了不同射流条件下的进气道气动性能参数结果。结合图表可知，施加射流后喉道马赫数减小，在保证进气道喉道附近分离不足以破坏流场结构的情况下，对喉道马赫数有一定的减小效果。喉道总压恢复系数0.6097时，最大减小幅度28.9%，高马赫时流量系数基本一致。与无射流相比，射流压力p' =9p时，喉道马赫数降低5.8%，喉道总压恢复系数降低2.1%。10.12050/are20220110.T008表8进气道气动参数Table 8Aerodynamic parameters of the inletMa0p’/pThroatΦMaσ2.000.961.360.96104.000.993.420.93464.090.993.220.91534.0120.993.170.90884.0200.992.430.60974　结论本文设计了一个曲壁面定几何进气道，通过研究对比不同射流方案，获得了宽速域下较优的性能参数和射流对进气道流场的影响规律。（1）在喉道较近处施加射流时，对气流的减速增压效果较好，但进气道总压恢复系数受到影响，相比于喉道附近及其上游处施加射流，在喉道下游一定距离处施加射流其进气道性能有一定优势。（2）在进气道喉道附近施加射流时，采用与来流夹角较大的射流角度效果较好，仅需很小的射流压力即可达到缩小气动喉道的目的。（3）随射流压力增大，进气道减速增压效果增强，喉道马赫数减小，同时总压恢复性能降低，喉道附近的流动分离区域扩大，当流动分离加剧形成较大分离区域，进气道整体性能急剧下降。（4）在本文所研究的宽速域定几何进气道中，射流位置、角度和射流压力均有较优值范围，在此范围内进气道实现相同减速效果的同时，进气道总压损失更小。（5）相比于未施加射流，施加射流后不可避免地会造成进气道出口总压恢复系数降低，但同时可以实现对气流更大的压缩量以减速增压。在进气道设计方面，通过合理施加射流，牺牲一定的总压损失以实现对来流的减速增压，从而满足吸气式发动机的特定要求，或许能够提供一种新的设计思路和参考。