第1章概论
1.1引言
在当下年代若发生战争，决定胜负的将不是人数，而是科技含量，尤其在制空权方面，如果一个国家能够研制出飞行速度超越其他所有国家的飞行器，将会极大提高该国家的空军力量[1]。在高马赫数下的飞行器拥有更强的突防能力和攻击能力，在高速飞行时也会有更大的概率躲避攻击，甚至能够使敌方的防空系统失效，其生存能力不仅得到加强，而且还会拥有更多的作战主动权[2]。高超声速飞行器以其*特的速度和机动性，具有革命性的军事和民用应用前景(图1.1)。美国[3]、法国[4]等先后自主研制了高超声速飞行器，其飞行试验为我国在该领域的研究提供了宝贵的飞行数据。
图1.1典型的高超声速飞行器
超燃冲压发动机是一种高效、高性能的发动机[5，6[zww1][a2]]，它结合了超声速燃烧和冲压技术，具有比传统发动机更高的推力和效率。图1.2为典型的高超声速飞行器及其推进系统。进气道和隔离段是超燃冲压发动机*重要的增压部件[7]，其通道内部的流动特性极其复杂，如激波串与边界层相互作用[8]、激波与激波之间相互耦合作用[9]以及强涡流[10]等，这些流动因素也是影响进气道和隔离段增压过程的关键。此外，进气道和隔离段的流场质量影响燃烧室内的气流稳定性和混合效果[11]，但直到目前，关于进气道和隔离段流场机理的现有理论和实验不够充分，因此，深入研究进气道和隔离段气流的流动特性是解决超燃冲压发动机关键技术的重要因素。
图1.2典型的高超声速飞行器及其推进系统
激波串结构是高超声速进气道-隔离段中广泛存在的一种流场结构(图1.3)[12]，激波串流场中存在着由压缩波和膨胀波组成的复杂波系，超声速内流中的非定常机制是由多个亚声速分离区域和激波串核心流动区域的耦合波动引起的[13，14]，其频率范围很广。目前关于真实发动机复杂内部流动的机理研究较少，潜在的对发动机性能、不起动检测、不起动控制等问题的影响不能被很好地暴露，因此本书侧重研究超声速内流中激波串的结构、振荡、不稳定运动及控制机理问题，探索发展激波串流动控制方法，为超燃冲压发动机的研制提供理论基础，确保其安全高效运行。
1.2高超声速进气道-隔离段中的激波串流动
超燃冲压发动机内部流体流动是一个复杂系统，包括进气道捕获空气、隔离段激波串减速增压、燃烧室燃烧燃料、尾喷管加速等步骤之间的紧密关联和协同作用。在实际运行中，超燃冲压发动机通过调节前后气流的匹配关系适应飞行马赫数和飞行高度的变化，以确保其长期处于安全高效的工作状态。隔离段通过激波串流场结构平衡进气道来流和燃烧室燃烧，有效隔离了燃烧过程和压缩过程之间的相互干扰[5]。激波串被视为匹配进气道和发动机的重要流场结构，其位置对发动机的安全裕度有着重要影响，因此吸引了许多研究人员对其展开探索研究。超燃冲压发动机的创始人Billig教授在1973年的一篇文章中提出了激波串前缘位置的数学模型，该模型被称为Billig公式[15]。他认为，隔离段激波串前缘位置受到来流马赫数、边界层动量厚度、动量厚度雷诺数、管道特征长度和背压比等因素的共同影响。
在超燃冲压发动机实际工作中，来流*先通过进气道进行压缩，形成入射激波，然后进入隔离段，入射激波在隔离段内上下壁面间不断反射，形成复杂的背景波系结构。在不同来流条件下，背景波系结构存在多种模式[16]。图1.4展示了在不同来流马赫数(M∞)下，进气道激波串流场的密度梯度及涡流黏度云图。当来流马赫数较小，为4时，唇口激波入射带来的逆压力梯度引发了前体侧流动分离，在分离点处形成分离激波，在再附点处形成一道再附激波，两道激波在唇罩侧反射到隔离段中，形成了背景波系结构。当来流马赫数为5时，由于唇口激波诱导前体侧分离泡尺度减小，分离激波和再附激波的反射点逐渐靠近，背景波系结构中只有一道激波在唇罩侧和前体侧之间反射。因此，来流条件的改变会影响进气道和隔离段中的背景波系结构，导致流动损失和阻力发生明显的非线性效应，从而给进气道的稳定运行带来严峻挑战。
激波串在背景波系扰动下的运动过程通常伴随着突跳运动特性[17]，导致大面积的流动分离以及激波串前缘向上游的快速移动。观察激波串突跳过程的纹影图像(图1.5)可发现，激波串的运动状态主要受激波串前缘的流动分离影响，突跳运动会使进气道在相同来流和背压条件下的安全裕度急剧降低，当激波串移动到喉道附近时，突跳运动容易引发进气道不起动流动失稳，进而对发动机的可靠工作和稳定控制产生严重影响。
综上所述，高超声速进气道-隔离段中激波串的结构、位置、运动等特性对于发动机的安全高效运行至关重要，而高超声速进气道-隔离段中背景波系干扰下的激波串运动表现出非线性、突跳性与不可预测性。因此，本书以高超声速进气道-隔离段流动为代表的背景波系作用下激波串流动为研究对象，开展了针对性风洞实验，并紧密结合数值模拟和理论研究，揭示了高超声速进气道-隔离段中的激波串流动机理，为超燃冲压发动机在高超声速飞行器自主飞行过程中的安全可靠工作提供技术支撑。
1.3高负荷航发压气机超声速叶栅中的激波主导流动
航空发动机被誉为一个国家的工业明珠，也是现代航空工业的基础所在。我国航空发动机经历多年发展，正在不断实现航空强国的战略目标。从航空发动机的演进历史来看，增大推重比一直是研究的关键目标[18]。
降低压气机级数、减小压气机重量，是增大推重比的有效途径。但这会使得压气机的单级增压比增大，基于激波增压，超声速叶栅可以获得较高的单级增压比[19]。然而，高的来流马赫数会导致超声速叶栅流场中激波损失增加，且过强的激波会诱导边界层分离，甚至流场失稳，对压气机效率及稳定性十分不利[20]。因此，高负荷航发压气机超声速叶栅中的激波主导流动是不可避免的重要现象，值得深入研究。
超声速叶栅中激波损失显著[21]，同时激波诱导边界层局部分离甚至完全分离，加剧了流动分离损失[22-27]。如图1.6(a)所示，前缘激波、膨胀波、预压缩激波、入射激波、分离激波、结尾激波等多种波系结构存在于超声速叶栅流场中，入射激波和结尾激波分别导致了吸力面边界层和压力面边界层的分离[28]。如图1.6(b)所示，流动分离区域的总压损失显著增加，导致流场总压恢复系数减小，叶栅流动损失急剧增加[29]。
超声速叶栅中激波/边界层相互作用会导致流动失稳发生的概率增加，压气机流动失稳是航空发动机不可触碰的红线，是要不惜一切代价避免的问题，然而，超声速叶栅流动呈现强逆压，叶栅流场中低能边界层流体受强激波作用极易发生分离诱发流动失稳[30，31]。如图1.7(a)所示，结尾激波入射吸力面引起的分离流动扩张触发了失稳流动的发生，在失稳流动期间，结尾激波在吸力面前缘和压力面前缘之间大幅度振荡，随着结尾激波脱体距离的增加，叶栅的流量捕获系数不断下降[32]。如图1.7(b)所示，在失稳流动期间，结尾激波在吸力面前缘和压力面前缘之间大幅度振荡，进而产生周期性力/热载荷，容易引起飞行器结构的破坏，大大增加控制难度。
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