高超声速三维变截面内乘波式进气道的设计

高超声速三维变截面内乘波式进气道的设计

在高超速汽速通道的设计中，这种称为三维内收换速的设计近年来引起了人们的注意。已研究表明，这种输入的总体性能优于传统的高超速气速输入。j奖惩给美国和澳大利亚联合测试了美国和澳大利亚之间开发的另一种三维内收换速器的功能特征，并宣布了这一点。七年。2007年6月，美国和澳大利亚联合测试了美国下一代高超速机扇的功能特征，后者也验证了其他三维内收换速器的工作特点，并已取得成功。此外，史密斯大学应用物理实验室的韦格利和其他科学家撰写了综合文献，详细讨论了三维内收速通道的设计方法和性能特征。在文献中，未来几年，高超速速进气道的三维内收速增长趋势是不可避免的，预计高超速速机场的总体计划可能会发生变化。国内外目前的三维内收缩进气道主要包括Busemann进气道,Jaw进气道,模块化乘波进气道、REST进气道、方转圆进气道等.从与飞行器一体化设计角度考虑,它们可以被分为两个层次:一类是以Busemann进气道为代表,采用流线追踪方法设计,此类进气道进、出口截面形状不规则,通常被用于多模块的弹体布局或直接以进气道作为飞行器前体另一类则以REST进气道为代表,采用几何截面过渡方法设计,获得了规则的进、出口形状,便于与机体下表面一体化.三维内收缩进气道朝着与复杂机体一体化方向发展是必然趋势.最为理想的三维内收缩进气道设计应该是在进、出口截面形状同时可控(如矩形进口向椭圆形出口过渡)的前提下,进气道还能具有良好的性能特征,尤其是流量捕获能力.然而,本文通过分析发现,即使是以REST进气道为代表的第二类进气道也仅实现了几何的形状过渡(如图1),并不能完全保持进气道的气动性能.这在文献进行的风洞实验中也已经得到证实,进气道无法实现全流量捕获.因此,本文提出,在现有三维内收缩进气道基础上,发展一种变截面内乘波式进气道,它的最终设计目标是:通过气动的设计方法实现各种不同进、出口形状组合的变截面进气道都能够具有与指定基本流场相同的入射激波结构,实现全流量捕获来流,获得较高的总体性能.1内乘波的概念和内乘波的设计理论1.1内乘波式进气道所谓进气道内乘波,是与外流乘波体相对应的设计概念.在外流设计中,一类飞行器因其下表面完全“乘坐”在前缘激波上而被命名为乘波体.此类飞行器的特点是尽管上下表面存在较大的压差,但前缘激波恰好将下表面完全封闭,流体无法穿越激波“翻卷”到上表面,从而获得了较常规飞行器外形高的多的升阻比性能.为下游部件提供合适的气流是进气道的主要功用.因此,对进气道而言,流量捕获能力是至关重要的.借鉴乘波体思路,可以设计一类进气道具有如下特点:在入口产生一道初始激波,使得进气道正好“乘坐”在该三维内压缩激波面上.尽管进气道是增压部件,但只要确保初始激波恰好将进口完全封闭,流体无法穿越激波“泄露”到进气道外部,就可以实现设计状态的全流量捕获来流.该特点在文献中被首次提出,而具有该类特点的进气道也因此被称为内乘波式进气道.1.2设计理念是输入管道内的波理论1.2.1刑事波动作《气动反设计理论》既然进气道内乘波概念源于外流乘波体,则其相应设计理论的建立应该也可以借鉴外流的乘波理论.目前公认的外流乘波体设计理论与方法可以分为两大类:(1)明确激波生成体的乘波设计理论;(2)吻切乘波设计理论(包括吻切锥与吻切轴对称乘波两种设计方法).二者的理论出发点有所不同,第一类是正向的直接气动设计方法,该乘波理论需要明确的激波生成体或称基本流场.设计人员首先根据需要的气动性能选择激波生成体,该生成体可以是轴对称的,如圆锥也可以是任意非轴对称的,如楔锥,花锥等,然后通过指定的飞行器前缘型线追踪获得沿程流面即飞行器的乘波下表面.第二类,吻切设计理论则是一种气动反设计理论.Sobieczky在他的吻切锥(osculatingcone)理论中证明了当地的三维流动能够由局部的二维流动(轴对称流)来描写,且这个轴对称流的轴线位于通过该点的流线的吻切平面(osculatingplane)内.采用吻切锥方法,设计人员可以自由设计乘波体在横截面内的激波形状,摆脱锥形流乘波方法的圆锥激波限制.此后,Sobieczky等又将吻切锥理论推广到吻切轴对称(osculatingaxisymmetry)理论,实际上是把吻切锥理论中的直激波改为弯曲激波.与吻切锥理论比较起来,吻切轴对称理论优势在于其进一步发展了乘波理论,所乘三维激波在当地吻切平面内的形状由直线推广为曲线并且,由于所变化的参数仅限定于激波曲线,或者说是当地激波角,因此,只要各流向切面内相同的曲线激波能够保证在每个横截面上波后压强相等(也称等波强条件),吻切轴对称理论可以获得与吻切锥理论相同的近似精度.类比外流乘波理论,可以推广并获得如下两类进气道内乘波设计理论.1.2.2流场特征对比同为正向气动设计方法,本文分析认为,外流乘波体设计方法与进气道的流线追踪设计方法存在着联系.下面以文献锥导乘波体设计和文献流线追踪内乘波式进气道设计为例,进行简要对比分析.图2为锥导乘波体设计示意图,其设计原理是指定外流激波生成体,然后设置乘波体的前缘捕获形线(flowcapturetube),沿FCT发出的流线进行追踪,最终得到飞行器的下表面(lowersurface).而图3为椭圆出口流线追踪进气道示意图.该图以某直内收缩锥为基本流场,给定进气道出口(喉部)的椭圆形状(throatshape),流线追踪获得进口形状(captureshape)以及三维内乘波式进气道型面.对比二者可以发现:流线追踪进气道和锥导乘波体是流线追踪技术在内、外流领域的分别应用.图2和图.3存在着明确的对应关系,如表1所示.它们的设计特点是共同的:对于特定的基本流场,采用流线追踪方法获得三维复杂型面,该三维型面必然具有与原基本流场中相同的流动特征.此外,二者也存在差别,主要表现在:(1)内收缩流场中存在着入射和反射两道激波,而在锥导乘波体流动中仅考虑外锥激波一道激波;(2)流线追踪进气道中的入射激波在轴对称面内形状为曲线,而在锥导乘波体中的外锥激波是直线激波;(3)乘波体流动是外流,设计仅涉及飞行器的下表面,即单侧流面,而进气道流动是封闭的管道内流,涉及可划分的上、下两侧流面.这些差异会给内乘波式进气道设计带来了一些困难.先设计基本流场,再通过流线追踪方法反设计三维造型的技术特点大大降低了乘波体和三维内收缩进气道的设计难度.但该方法存在的不足也是明显的:由于流线是确定的,因此乘波体的下表面和进气道的进(出)口形状由捕获流线FCT和出(进)口形状惟一决定,获得的乘波体捕获流线和下表面形状或进气道进、出口形状通常难以同时满足要求.1.2.3内乘波式进气道设计的问题如前所述,最为理想的三维内收缩进气道设计应该是在进、出口截面形状同时可控(如矩形进口向椭圆形出口过渡)的前提下,进气道还能具有良好的性能特征,尤其是流量捕获能力.而上述分析已经证明,直接流线追踪进气道设计方法是不可能实现这一要求的.为解决该问题,注意力很自然地被集中到锥导乘波理论的后续发展,外流乘波设计中的吻切理论.在外流研究中,吻切理论解决了同时指定捕获流线FCT和下表面形状前提下的乘波体设计问题图4为典型的吻切锥乘波体设计示意图,该方法可以成功设计任意指定捕获型线(FCT)和下表面激波形状(也称进气道捕获线(inletcapturecurve,ICC))同时满足要求的乘波体外形.事实上,该方法略加改进后也可以用来设计捕获型线FCT和下表面(lowersurface)同时满足形状要求的乘波体.通过表1的关系分析,很自然地,人们会问,既然吻切理论可以设计同时满足捕获型线和下表面形状符合要求的乘波前体,那么将该理论往内流设计中进行推广,我们是不是可以运用类似的理论完成进、出口截面形状同时可控的内乘波式进气道设计呢?然而,鉴于内、外流的差异,外流吻切理论并不能直接向内流进气道设计推广.本文认为,借鉴外流吻切理论设计进、出口截面形状同时可控的内乘波式进气道的关键在于设计满足等波强条件的一系列具有不同进出口高度的内收缩基本流场.通过对内收缩基本流场的研究,可以得到以下几点论点.(1)不存在入射激波为等波强直线的双波系内收缩流场,因此外流吻切理论中的吻切锥理论不适用于内乘波式进气道设计.三维内乘波式进气道采用的是图5所示内收缩基本流场,左图为右图的入口投影.该流场仅包含两个设计因素,回转母线和中心体半径.根据文献的研究结论,与外锥流动直线激波不同,内收缩流场激波形状通常为曲线(本文所称直线、曲线激波指激波在轴对称面内的形状),沿流向处处激波强度不相等.事实上,1967年,Molder就在文献中指出仅仅存在四种存在直线激波的内收缩流场,且它们都仅对应了单道激波而非如图5所示的入射、反射激波结构.尽管其中的ICFA流场和Busemann流场直线激波分别对应了图5所示内收缩流场中的入射激波和反射激波,但是,ICFA流场和Busemann流场不可能联合成为某种入射和反射激波都为直线的双直线波系内收缩流场.文献的研究还表明,由于锥形流控制方程的奇异性,ICFA流场的计算仅到其依赖域末端的结尾特征线(也称奇异线)就无法继续进行,如图6(a).对于内收缩流动而言,结尾特征线下游的进一步收缩势必增大当地气流转折角并减小当地马赫数,从而增大当地马赫角,即当地特征线转折角.因此,下游特征线(图6(b)中点划线)势必与ICFA流场的结尾特征线(图6(b)中虚线)相交,并汇聚成一道新的激波,最终与入射激波相交并改变原激波的直线属性.所以,可以断定:对于图5所示的双波系内收缩流场,不存在入射、反射激波为直线的流场解,外流吻切理论中的吻切锥理论(要求激波为等波强的直线)不适用于内乘波式进气道设计.(2)不存在入射、反射两道曲线激波同时满足当地横向截面等波强条件的一系列内收缩流场.基于论点(1),内收缩流场中的激波都只能是曲线,所以在内乘波式进气道设计中,只能考虑吻切轴对称理论.既然内收缩流场中存在入射、反射两道激波,本文首先研究是否存在这样的一系列内收缩流场,它们的入射、反射两道曲线激波能够同时满足当地横向截面等波强条件.事实上,对于轴对称流场的激波而言,激波曲线形状直接决定激波的强度,因此,所谓等波强条件可以直观地理解为在轴对称平面内具有相同激波形状的流场解.用特征线理论分析,给定吻切平面内入射激波的曲线几何形状,就相当于定义了一条初值线(非特征线),可以在激波后的依赖区内沿与主流相垂直的方向推进反求解,从而获得一系列满足激波形状要求的流场.这类问题也被称为有旋流Cauchy问题的反求解.但是,如果又同时限制反射激波的曲线形状,并希望求解获得一系列不同的中间流场问题,这显然违反了Cauchy问题的求解初值条件,是不可能实现的.因此,不存在入射、反射两道激波同时满足等波强条件的一系列内收缩流场.(3)仅入射激波(曲线激波)满足等波强条件的一系列内收缩流场是存在的,因此吻切轴对称理论可以应用于入射激波,且吻切轴对称理论适用于内乘波式进气道设计,进气道可以实现内乘波概念,全流量捕获来流.如前所述,仅给定一道激波曲线几何形状的有旋流Cauchy问题是容易求解的,并且可以证明,该问题存在一系列不同的流场解.因而,仅要求入射激波(曲线激波)满足等波强条件的系列内收缩流场是存在的,吻切轴对称理论可以应用于入射激波.此外,因为入射激波位置、形状和性质决定了进气道的流量特性,因此对进气道而言,要实现内乘波概念的关键在于入射激波.只要基本流场的入射激波,进气道的三维初始激波完全封闭住进气道进口,就可以实现内乘波,即进气道的全流量捕获.反射激波的位置和激波强度仅仅决定进气道下游的流场特征,并不会改变进气道的内乘波特性.所以,有理由相信,将吻切轴对称理论应用于入射激波可以满足进气道内乘波设计要求.综合以上论点,本文提出:只有吻切轴对称理论适用于三维变截面内乘波式进气道设计.采用该理论,设计一系列入射激波(曲线激波)强度相等的二维轴对称基本流场,将它们在不同的吻切平面内进行周向叠加,即可以获得一种具有与二维基本流场相同气动性能的三维进气道.且无论该进气道外形多么复杂,它必将具有内乘波特性,能够全流量捕获来流.若以事先指定的进气道进、出口形状为要求,采用该理论方法进行设计,则可以获得进、出口同时满足特定要求的高超声速进气道方案,即三维变截面内乘波式进气道.2内乘波式进气道设计2.1等波强内收缩流场结构方法内乘波式进气道内的激波是三维的,该等波强激波形状的构造问题可以简化为吻切轴平面和横截面平面两个方向上的激波形状选择.2.1.1计算流场收缩regast对于任一轴对称基本流场,内收缩流场母线的任何变化都将引起入射激波和反射激波形状与强度的变化,因此,不同基本流场要实现横向截面的等波强,它们的内收缩锥母线必须保持一致.注意到图5收缩基本流场中存在三个重要的几何半径,入口半径Ri,出口半径Re和中心体半径Rc(Rc可以退化为0),它们共同决定着基本流场的内收缩特性.在本文研究中,给定Ri=1,并要求流场出口在反射激波与壁面交点位置结束,因此Re将随着Rc的变化而变化.为了综合反映三个半径对基本流场的作用,本文借鉴文献的工作,并进行了适当改进,引入了一个特征参数,径向偏离因子RDV(radialdeviationvalue):RDV是反映流场收缩(RDV>0)或扩张(RDV<0)的程度的有效指标.当RDV<0时,基本流场为外拐折轴对称流场,RDV=-1对应外锥流场(Rc=0);而当Ri=Re=∞,RDV=0时,流动表现为二维平面流动.对于内收缩流场,已经给定Ri=1>Rc,所以RDV可简化为RDV=1-Re,且1≥RDV>0.此外,由于本文研究的内收缩流场都以反射激波与固壁交点所在横截面为流场出口,因此RDV是中心体半径Rc的单值函数,Rc变化引起的RDV变化和基本流场波系变化如图7所示.在根据进出口形状设计变截面进气道过程中,之所以选择RDV而非中心体半径Rc作为基本流场的设计参数.是因为它能够更为直观、简便地反映流场的收缩程度.由图7可见,RDV不改变流动特征,反射激波前的流动相同,对应参数完全相等.这符合特征线理论,中心体半径改变仅影响反射激波强度及反射激波之后的流动.因此,本文得出如下结论:相同回转母线,变RDV可以保证内收缩基本流场入射激波在每一横向截面的等强度.而且,在回转母线不变的情况下,RDV(同时也是Re)是Rc的单值函数,也可以把它作为基本流场的唯一设计参数.沿不同回转位置分别采用一系列不同RDV的基本流场,就可以构造出一种由一系列不同条带状轴对称流场拼合而成的等波强非轴对称流场.图7还说明,一系列变RDV流场仅能保证入射初始激波与反射激波前流动特征不变,而无法实现反射激波以及波后特征完全相同(反射点不同,则反射波强不同,反射波后流场不同).尽管如此,采用变RDV的方法来获得变截面内乘波式进气道所需要的吻切流场还是可行的.因为对高超声速进气道而言,内乘波概念的主要性能指标流量捕获能力完全由初始激波形状决定,只要初始曲激波面准确覆盖进气道进口,设计出的进气道就可以实现设计状态全流量捕获.2.1.2横向压力梯度修正分析横向的压力梯度特性并选择合适的横截面激波形状对变截面内乘波式进气道的设计是至关重要的.从理论上说,对于任意指定的横截面激波形状,在每一吻切平面内,获得当地曲率中心,采用有旋特征线反求解方法,都可以构造出一系列等激波强度的基本流场.因此,横截面激波似乎可以是任意形状的.其实不然,文献的研究表明,忽略横向压力梯度对外流吻切乘波体的设计是有影响的,实际工程设计中必须开展横向压力梯度修正工作.Sobieczky在发展吻切理论时也指出,吻切方法只是一种气动近似方法,该方法的理论前提是忽略横向压力梯度的影响,或者说是仅在无横向压力梯度的三维流场中该方法才是精确的.作为初步研究工作,本文选定横向截面的激波形状为圆弧,即一系列基本流场对称轴中心线位置相同,从而避开了横向压力梯度对三维流场干扰问题,并在此基础上开展进气道设计工作.事实上,横截面上的任何其他激波形状,都会不可避免地引入流场中的横向压力梯度.以图8某指定形状激波(左图)和圆弧状激波(右图)为例,从左图可以看出,对于吻切平面AO1内的点A,若横向相邻点B具有与它相同的压力,则可以认为横向是没有压力梯度的.然而对于点B所在的吻切平面BO2来说,点C也需要点A具有与它相同的当地压力.在吻切轴对称流中,同一横截面上任何不同径向位置点的流动参数都是不同的,A,B,C三点之间必然存在压力差异,也就不可避免地带来了该激波形状下的横向压力梯度.而右图的圆弧状激波却可以解决横向压力梯度问题,因为当激波为圆弧状时,吻切平面就是径向平面,而各相邻截面间等径向位置点(如点D与点E)必然具有相同的压力,也就自然避免了横向压力梯度的产生.2.2观察组采用相应的处理方法吻切轴对称理论的提出是针对外流飞行器的下表面单侧固壁设计的,而进气道由于是管道内流,每一吻切平面内都存在上、下两侧固壁边界,必须分别加以处理.本文认为,按照处理方法的不同,其设计方法可以分为两类:1)非轴对称基本流场的流线追踪方法;2)双吻切轴对称流场的近似设计方法.分别介绍如下.2.2.1未进气道全流场设计图9为变截面内乘波式进气道进出口截面形状图.设计马赫数6,给定椭圆出口ACDB,若在以RB为中心体半径的基本流场中采用逆流线追踪,可以获得封闭曲线BA′C′D′B所示的流线追踪进气道进口形状.为了更好地说明两类设计方法,现假设还有两个出口为椭圆ACDB的进气道设计方案,分别指定进口为图9中所示三角形(OC1)和方形(OC2).要求采用两种方法分别获得各自进出口截面形状要求的进气道,具有与流线追踪进气道相同的主要流动特征,且在设计状态实现内乘波,全流量捕获来流.不论采用哪种方法,都应该把进气道壁面按最大θ位置划分为上、下壁面,而后分别进行设计.以图9为例,点A,D,A′,D′可以用来划分进出口的上下壁面.由于进出口形状的任意性,在某些特定进口情况下(如图9三角形进口和椭圆出口),上、下壁面可以在每一吻切平面内符合同一基本流场.此时,只需根据进气道在每一吻切平面内的进出口位置要求(Ri和Re),逐一计算RDV并确定Rc,便可以组合获得所需的特定三维基本流场以及后续进气道三维造型,即所谓非轴对称基本流场的流线追踪方法.对于非轴对称基本流场的流线追踪进气道设计而言,设计要点在于对每一吻切平面(等θ面),寻找满足进出口径向位置要求的基本流场.本文以三角形进口,椭圆形出口的变截面内乘波式进气道为例来介绍采用非轴对称基本流场的流线追踪方法的进气道设计.图10为变截面内乘波式进气道径向距离分布,其中实线标明椭圆出口径向位置.左半幅为进气道进、出口径向距离比(R与椭圆短轴b的无量纲比值)随θ角的变化关系.右半幅为进出口径向距离之无量纲差随θ角的变化关系(纵坐标原点不同).进气道的设计以C,D点为例,C点为椭圆出口中心对称线上一点,由图9可以看出,该点在原基本流场中流线追踪进口对应点为C′,且三角形进口在该θ位置处同样要求进口点为C′,因此该点仍采用原内收缩锥基本流场.如图11所示,沿中心体半径为RB的基本流场,可以从C点逆流线追踪获得流线CC′,满足该θ角进出口径向位置要求.而D点为椭圆上最大θ点该点流线追踪进口对应点为D′,现三角形进口在该θ位置处要求进口点为.如图11,若仍沿原基本流场(中心体半径RB)流线追踪,仅能获得流线D1D′,是无法满足进口位置要求的(RD′<RD).此时,保持回转母线不变,改变RDV,取以R1作为半径(R1<RB)的另一基本流场,则沿同样的径向位置点D2逆流线追踪,可以获得上壁面流线,这就符合图9中径向位置要求了.这一过程可以很容易的用进出口径向距离或它们的差(图10)作为自变量,运用特征线法实现每一切面位置轴对称流场的自动反求解.采用该方法设计进气道时,设计人员似乎必须用这一系列变RDV的基本流场组合成某三维非轴对称内收缩基本流场后,再对其进行三维流线追踪.然而,该过程也可以简化为在每一个二维基本流场中进行.对于每一θ角,只需根据基本流场(RDV)和椭圆出口上、下壁面径向位置进行各吻切平面的逆流向追踪,便可以确定对应进气道上、下壁面在该θ截面内的形线.沿不同θ角的一系列上、下壁面流线进行组合,便可以获得如图12所示的三角形进口、椭圆形出口的变截面内乘波式进气道.2.2.2变截面内乘波式进气道的设计三边为直线,近似方形的进口形状(如图9)有利于进气道与机体下表面的一体化设计,因此受到许多研究学者的关注.以图9中所示方形进口为例,在设计过程中,可以运用和三角形进口相同的设计方法逐一确定进气道上壁面形线.但是,对于下壁面形线,若同样要求满足此时的吻切轴对称基本流场,得到的下壁面形状将如图13所示.由此获得的进气道构型将如图14所示,在上下壁面交界处存在两个豁口,这样的设计显然是不合适的.产生这种结果主要是因为指定的上壁面进口径向位置曲线(图10)在E′点不光滑.在图13中,根据点E和点E′确定该吻切平面内的基本流场后,点F若同样遵循这一基本流场,获得的进口点会位于F′.对于大多数给定的复杂进出口形状组合,上、下壁面无法在每一θ截面内同时满足同一吻切轴对称基本流场.对于此类进气道的设计,本文提出了一种上、下壁面分别基于各自吻切轴对称流场的变截面内乘波式进气道双吻切轴对称流场近似设计方法.为了拓宽进气道进、出口形状的选择范围,只能放宽对每一θ截面内基本流场的限制,不要求上、下壁面在该吻切平面内必须采用同一基本流场,而是采用两个不同的吻切轴对称流场.可以对下壁面按照同上壁面一样的设计方法获得独立的基本流场和壁面形线.然后将不同θ位置的上、下壁面加以组合,便得到了如图15所示的方形进口、椭圆形出口的变截面内乘波式进气道.同一θ角平面内的上、下壁面分别采用不同的基本流场,这在原理上似乎是不正确的,因为每个平面内的基本流场应该是唯一的.实际上,双吻切轴对称流场设计确实是一种近似方法,但该方法并没有改变基本流场的唯一性.分别采用不同的吻切轴对称基本流场获得的上、下壁面形线的组合是对每一θ角取一种介于以上二者之间,而又不同于其中任何一种的特定基本流场.这样的基本流场具有两方面特点,一是下壁面形线仅仅影响反射初始激波以后流场,初始激波依然完全贴口,进气道仍然具有内乘波的特点,可以全流量捕获来流;二是虽然此时上、下壁面的吻切轴对称流场不同,但下壁面还是某一基本流场中的流线,因此它与上壁面的组合对激波后流场的影响并不显著.这些特点在后面的无粘CFD流场计算中得到了验证.3全流量捕获变截面内乘波式进气道设计方法的验证本文对图9所示流线追踪进气道、三角形进口和方形进口的变截面内乘波式进气道都进行了设计状态无粘CFD计算,以进一步验证本文提出的全流量捕获变截面内乘波式进气道设计方法的正确性.相对粘性计算结果而言,无粘计算结果能够更好地从理论上验证此类进气道的内乘波特性,特别是验证复杂的三维变截面形状过渡能否实现全流量捕获并具有同基本流场相同的流动特征.事实上,外流设计中对于锥导乘波体设计技术、吻切乘波设计方法的理论验证也都是采用无粘计算结果.3.1反射激波的位置和波后流场图16为三种进气道设计状态对称面马赫数分布从图上可以看出,在设计状态(M∞=6),三个进气道对称面激波分布几乎完全一致,都正好交于进气道下壁面,也都不存在溢流.但反射激波的位置和波后流场存在较明显差别.流线追踪进气道的反射波后流场较均匀,三角形进口进气道次之,而方形进口进气道反射波后已经开始出现激波反射的特征,说明反射激波位置与原基本流场已经出现偏差,反射激波并没有象流线追踪进气道一样被进气道肩部的膨胀完全抵消.虽然三者之间的差别是明显的,总体而言,三个进气道的内部流场都还比较均匀,也都保持与内收缩基本流场一致的流动特征.这表明两种变截面内乘波式进气道设计方法,特别是双吻切轴对称流场的设计方法对进气道内部的流动特征影响不大.3.2变截面内乘波式进气道激波的特征沿流向不同位置,分别作三个截面(截面A,B,C),可以观察三种进气道在不同位置的横截面形状和相应的激波形状(图中为马赫数分布,分界线为激波线).从图17可以看出,由于截面A距离进气道进口位置还很近,进气道截面形状都还与其进口形状类似.虽然三种进气道的截面形状差异很大,但它们都具有相同的激波形状,以O点为圆心的圆弧激波.事实上,O点为圆心的圆弧激波正是基本流场在该横向位置的基本形状.对于截面B来说,由于距离进口位置有一定的距离,因此三种进气道波后截面形状都发生了一定的变化.尽管如此,不同进气道内部的激波形状确仍保持一致,都还是以O点为圆心的圆弧激波,激波的形状和位置都正好与原基本流场相同.截面C位置靠近进气道下唇口,虽然此时激波已经接近汇聚到进气