进气道作为飞行器前体与冲压发动机相互耦合的关键部件,与自由来流空气直接接触,其基本作用是在不同工作条件下均可高效地捕获并压缩足质、足量空气作为氧化剂,供发动机燃烧产生推力使用。实际工程应用中,由于飞行器前体已经提供了对空气的一部分预压缩,进气道通常要与飞行器前体进行一体化设计。评价一款进气道性能是否良好的主要指标包括流场参数性能、马赫数/姿态角工作范围、抗反压能力、自起动特性、与前体一体化匹配程度、几何尺寸、结构重量、热防护难度等,一般而言,进气道在设计状态下性能最优、在偏离设计状态时性能逐步变差,而实际飞行状态下由于不确定因素众多、环境复杂,进气道性能则会在较大范围内产生波动,其中具体包括真实来流条件与地面预测的差异(如雷诺数、湍流度、噪声等)、风场条件及姿控能力带来的的姿态偏差、进气道受力/热产生结构烧蚀或变形等。针对这些工程性问题,本文选择了进气道受力/热产生结构变形作为研究对象,开展了变形后影响进气道流场及起动性能的相关研究,拟为后续进一步深入认识进气道流场变化规律及工程研制提供技术参考。飞行器在实际飞行过程中,弹道范围内存在严酷的气动力/热载荷环境,进气道典型部位如进气道唇罩区域,由于波系结构复杂、激波与激波、激波与边界层相互之间干扰严重,尤其当进气道发生不起动时,气流阻塞在进口附近并伴随着强烈的非定常效应,局部的气动力/热载荷迅速增加,将很可能引起进气道唇口的局部膨胀及弯折变形。从进气道结构温度场及静强度分析仿真结果上来看,进气道变形的主要表现可见于唇罩部位三维位移,包括轴向前伸变形、法向下移变形和侧向加宽变形,其中法向下移呈现了一定弧度的非线性弯折。针对该现象,本文选取了部分典型马赫数状态下的进气道变形状态,取各向变形的主要尺寸进行了进气道模型的CAD重建,针对进气道变形构型,开展了不同马赫数、不同攻角条件下的流场结构仿真,分析了包括攻角起动边界变化、波系结构变化、沿程压力分布变化、抗反压能力变化等现象规律,同时,开展了部分对应马赫数下的进气道性能风洞试验,对仿真结果在一定程度上进行了验证。本文的研究对象为某二元三楔进气道,设计条件为高度26km、马赫数6,三楔压缩角分别为6°、5.5°和3°,进气道总收缩比为6.6,以唇口前缘计算的内收缩比为2.1、以溢流口位臵计算的内收缩比为1.3,进气道与类乘波前体进行一体化设计,并与随后的轻微扩张隔离段共同组成进气系统一体化模型。针对进气系统模型的流场仿真,本文采用了商业CFD仿真软件,湍流模型选择为双方程标准k-?模型,流体介质为空气,选择理想气体模型,粘性系数以Sutherland Law进行计算、比热比为随温度变化的拟合式,选择二阶迎风离散格式及AUSM空间格式,计算域进出口边界条件分别设臵为远场自由来流和压力出口边界,以残差至少下降2～3个数量级、喉道及出口截面压力值稳定且流量差在1%以下为收敛标准。该计算方法的正确性及准确度已经过前期多轮仿真研究的验证,并通过此次风洞试验进行了进一步的校验。以原进气系统模型为基准,忽略进气道唇罩侧向加宽的变形量,主要开展了轴向和法向组合变形(Δx,Δy)=(-3.3,-5.1)、(-7.5,-6.6)mm两种变形状态下的进气道模型CAD重建,其中,轴向主要为热变形膨胀导致的前伸量、法向主要为力载荷作用下的下移量,二者均在一定程度上增大了进气道的内收缩比。随后针对三种进气道模型,分别划分了半模的全结构化网格,网格总量约为400万,具体开展了马赫数4和马赫数6、攻角-4°～8°条件下的三维流场仿真,并在对应状态分别开展了通流(无反压)及施加反压状态下的流场对比,主要为获取进气系统在不同马赫数和攻角条件下的抗反压能力。通过对比各个状态下的数值仿真结果,组合变形量(Δx,Δy)=(-3.3,-5.1)mm进气道构型在马赫数4和6、不同攻角条件下的流场结构相比于无变形构型无明显差别,定性上看部分非设计状态下由于唇口激波与边界层干扰在肩部产生了局部流动分离,发生变形后该分离区仅有很小幅度增长,且对进气系统流场参数影响亦很小,如增压比、温升比、总压恢复系数、出口马赫数等,变化差量均在2%以内,仅流量系数由于捕获面积增大,在马赫数4、攻角0度增长约为7%,在马赫数6、攻角0度时增长约为3%,同时,仿真表明原进气系统构型在马赫数4和马赫数6、攻角0度条件下的抗反压能力分别为自由来流静压的70倍和160倍左右,而该变形量对进气系统的抗反压能力影响均不大,在5%以内。相较之下,组合变形量(Δx,Δy)=(-7.5,-6.6)mm对进气道起动性能的影响较大,原构型进气系统在攻角8度时仍为起动状态,但变形后则发生了不起动,表明该变形量一定程度上影响了进气系统的攻角起动边界,究其原因,一方面是由于该变形量引起内收缩比由2.1增加到了2.23,进气道几何本身决定的起动能力有所减弱,另一方面,唇口在轴向前伸的同时法向下移,唇口激波打在肩部的位臵略有前移且强度略有增加,导致激波边界层干扰引起的流动分离明显扩大,在较大攻角8度条件下,当地边界层附近逆压梯度不足以克服流动分离引起的压力跃升,进而导致进气道出现了不起动现象。本次开展的风洞试验中进气道模型缩比为0.4,进气道唇罩设计为可替换件,其中变形件相对于原唇罩的区别在于存在轴向前伸2mm的位移量,主要开展了攻角起动特性、反压特性和自起动特性的试验吹风。通过试验过程中的纹影录像,以溢流口是否出现明显不起动波系及侧向溢流为起动/不起动判断的定性标准,对比无变形状态,与数值仿真结果一致,进气道在马赫数4时的攻角起动边界由8度下降为6度,通过分析试验获得的进气道上/下壁面沿程压力数据,也证明了该结论;与此同时,变节流锥位臵模拟出口反压的反压特性试验中,攻角0°、4°条件下,进气道唇罩变形前后的抗反压能力(即极限反压比,为隔离段出口压力与来流静压之比)无明显变化,但进气道喉道至隔离段出口的壁面中心线上沿程压力分布略有差异,主要为压力曲线的波峰和波谷位臵,表明唇口激波与内通道边界层之间的干扰情况发生了变化。