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2006 年 10 月 第 27 卷第 5 期 推 进 技 术 J OU RNA L OF PR OPU L SION T E CH NOL OG Y O et． 2006 V o1． 27 N O． 5 · — - J E j同 超声速进气道-隔离段反压引起不起动计算 李博，梁德 旺 ( 南京航空航天大学 内流研究 中心 ，江苏 南京 2 100 16 ) ： l： 摘要 ：对某典型二元高超声速进气 道流场进 行 了数值 分析 ，将 不同反 压条件下沿 程壁 面压力分 布和实验 数 据进行了 比较 ，结果表 明计算成功 、可信 ，所用计算软件可用于 高超声速进气道流动计算。针对反压增加引起的进 气道不起动现象 ，提出 了反压引起进气道 不起 动 流动的数值 计算方 法 ，解决 了直接给定 出 口反压不能模 拟进气道 不起动的问题 ，计算所得进气道不起动时沿程壁面压力分布与实验结果吻合较好 。研究发现 ，在不同反压下隔离段 中的平均马赫数和平均压力值，从隔离段进口到激波串波前基本保持不变。当反压过高造成进气道不起动时，进气 道进 口前形成一道斜激 波而不是 正激波 ，波后有很 大的分离 ，形成超声溢流 ，此时反压降到最大承受反压的一半左 右 。 关键词 ：高超声速进气道 ；隔离 段；反压特性 ；不起动现象 中图分类号 ：V2 11． 3 文献标识码 ：A 文章编号 ：1001-4055 ( 2006 ) 05— 0431． 05 C a lculation of unsta rted f l ow in hypersonic inl et -i sola tor w ith hi gh back pr essu re L I B o ．L IA N G D e— wang ( Internal Flow Research Center，Nanjing Univ．of Aeronautics and Astronautics， Nanjing 2 10016，China) Abstract ： The 3-1 3 f l ow of a typical 2-1 3 scramjet inlet was numerically simulated and the computational static pressure di stribution s on the wal l at d ifferen t b ac k pressu re were c om pared wi th the experimental data．T he co mparis on sh ow ed that th e num eric al resu lts a greed w ell with the m easurements ．In ord er to stu dy th e in let un start ph enomena c au sed by b ac k pr essur e ris e ，a m ethod for s imu lati ng in let u nstart was pres ent and the num eric al resu lts agreed wel l wi th the ex perimental data ．It was obs er ved that the average val ues of M ac h nu mb ers and press ures w er e almost c ons tant from th e entran c e of the isol ator to th e ons et of shoc k trai n al ong the isol ator．W hen in let u nstarted ，there was an obl iqu e s hoc k i nstead of a norm al shoc k s tan din g in fron t of the entranc e ．A large s eparati on region was formed beh ind the s hoc k and su person ic s pil lage oc c urred ．T he val ue of bac k press ure was about half of th e peak b ac k pres sure ． K ey w or d s：H ypersonic inl et ；Isolator ；Ch ara cteristics of back pressu re ；U nstart phenom en a 1 引 言 隔离段是高超声速进气道不可缺少的组成部分 ， 它是进气道与燃烧室之间的气动热力缓冲段 。隔离 段的主要作用是承受下游燃烧 室的反压变化而不影 响上游进气道的流态 ， 避免进气道出现不起动。隔离 段应在承受反压变化的同时不破坏上游进气道流。 组织好隔离段内所形成 的激波串 ， 高效地 向燃烧室提 供一定压力 、 温度 、 速度和流量的空气， 以满足飞行器 高超声飞行的需要。因此 ， 隔离段的反压特性 ( 反压 承受能力) 是高超进气道设计必须关心 的重要 问题 之一 。 关于高超声速进气道隔离段反压特性研究 ， 国内 外的文献并不多见 ， 一般限于单独的等直管道中激波 串结构的实验和数值研究¨ “ ， 比较系统完整的研究 还 系美 国 NASA 的 Langley 研 究 中心 在 M4 风洞 中进 行的实验研究 ， 该实验研究 了隔离段流动和反压 特性 ， 重点研究 了进气道几何参数 ， 包括 内通道收缩 收稿 日期 ：2005— 07— 11；修订 日期 ：2005— 11— 12 。 基金项 目：国家 “ 八六三”作者简介 ：李博 ( 1974一 ) ，男 ，博士生 ，研 究领域为 内流流体力学 ，高超声 速进 气道技术 。 基金 ( 2003AA723020 ) 。 维普资讯 http://www.cqvip.com