高超飞行器内流道激波振荡问题的数值研究及试验验证

郭善广，柳 军，金 亮，罗世彬

（国防科学技术大学高超声速冲压发动机技术重点实验室，长沙 410073）

0 引 言

超燃冲压发动机是一种新型的推进系统。与火箭发动机相比，超燃冲压发动机能从大气中获取氧气、比冲高；与涡喷发动机相比，超燃冲压发动机内部没有需要冷却的高温转动部件，结构简单，且涡喷发动机不可能达到马赫数6以上。因此超燃冲压发动机成为了高超声速飞行器的首选动力装置［1］。在应用中，超燃冲压发动机需要火箭助推使其达到工作条件。在助推飞行阶段，进气道打开、喷管封闭的高超声速飞行器内流道形成了开口盲腔，盲腔内有可能出现激波振荡现象［2］，这对飞行器的结构和飞控系统设计提出严峻挑战。

为消除内流道激波振荡现象，降低助推飞行风险，需要深入研究和分析超燃冲压发动机内流道激波振荡的机理。笔者首先针对典型轴对称吸气式高超声速飞行器，进行了盲腔状态的非定常数值模拟。计算结果表明，其内流道激波振荡现象非常剧烈。其次对该飞行器进行了盲腔状态下的风洞测压和流场观测试验，试验结果验证了数值模拟结果的正确性。

1 数值计算模型

1.1 控制方程和数值方法

论文采用有限体积法进行数值模拟，控制方程为轴对称N－S方程［3］：

式中W为守恒变量，F和G分别为无粘对流通量和粘性扩散通量，Q为源项。时间域的离散采用“双时间步”方法。无粘对流通量采用二阶AUSM格式进行离散，粘性项采用中心差分格式离散。……