背景激波系干扰下隔离段内激波串特性及其控制研究

发布时间：2020-07-27 10:15

【摘要】：高超声速进气道和隔离段是超燃冲压发动机的核心增压部件,其内部流动对发动机性能和稳定工作具有重要意义。进气道和隔离段共同工作时,进气道内的激波、膨胀波等流动结构,即背景激波系,将不可避免地影响隔离段内的激波串特性。因此,本文着眼于进气道/隔离段一体化条件下,亦即在进气道提供的背景激波系干扰下的隔离段内激波串特性研究。首先,分析了背景激波系产生的机制,研究了来流马赫数M_0=4.92时两种典型隔离段入口条件下的背景激波系特性。发现当入口为小分离流态时,隔离段内为双激波,且关于中心对称反射;当入口为大分离流态时,隔离段内为单道激波反射,气流呈现出明显的方向性。背景激波均呈现出沿流向逐渐减弱的趋势。进气道唇罩激波与侧壁边界层、肩部边界层之间形成组合干扰,诱导产生了角涡流动。在背景激波系作用下,角涡向下游发展的历程可分为从逆压梯度过渡到顺压梯度区间的过程及其逆过程,在压力梯度为0处出现Hopf分叉,形成了极限环,该极限环主要是由速度分解中高阶项所引入的非线性本质导致。同时,还推导得到了极限环内三个物理量的守恒律。其次,采用风洞实验方法对进气道/隔离段一体化模型内的激波串开展了研究,获得了三个入口马赫数M_(in)=2.54、2.98和3.46条件下的激波串特性。发现一体化条件下激波串特性显著偏离简单来流条件下的特性:当M_(in)=2.54时,受上下壁面边界层影响,激波串表现出显著的不对称性;当M_(in)=2.98和3.46时,背景激波系增强,其和激波串的相互作用经历了四个稳定相干阶段和三个不稳定相干阶段,且稳定和不稳定阶段总是交替出现。此外,背景激波系的存在还可缩短激波串的长度,并增强隔离段的抗反压能力。而后,采用实验、仿真和理论相结合的方法,研究了M_0=4.92条件下隔离段曲率对进气道/隔离段流动的影响。发现随着曲率的增加,背景激波系增强,左行膨胀波逐渐成为隔离段内的主导膨胀波。当激波串向上游运动并和背景激波系相干时,其流动结构也有显著不同:在小曲率的隔离段中,激波串内的大尺度分离包交替出现在上壁面和下壁面附近;而大曲率隔离段中的主分离则一直位于下壁面附近。对于背景激波/激波串不稳定相干现象,在小曲率隔离段中,其通常表现为低频振荡;而在大曲率隔离段中,其可能呈现出跳跃形式。至于隔离段内的径向压力梯度,其在小曲率隔离段内沿向心和离心方向交替变化;而在大曲率的隔离段中,其始终沿向心方向。不仅如此,随曲率的增加,激波串内的径向压力梯度增加而流向逆压梯度减小,导致隔离段的反压承受能力显著下降,最高降幅可达等直隔离段对应值的17%。因此,隔离段弯曲使得其气动性能变差,但是适当的弯曲(曲率半径介于20~50H_(iso)),可在一定范围内降低隔离段出口的气流脉动。进一步,在实验结果基础上,首次发现背景激波系干扰下激波串存在类能级跃迁现象。能级对应于背景激波和激波串的各稳定相干状态。基于背景激波的压升和上下壁面边界层抵抗逆压梯度的能力差,提出了一种稳定相干流动结构的预测方法。当激波串处于某一能级时,其具有一定的稳定裕度;当激波串切换能级时,存在三种跃迁方式,即:振荡式、跳跃式和相对平稳式。研究表明这三种跃迁方式的外部激励均来自于背景激波反射点附近的边界层,具体的跃迁形式取决于激波串头波的强度以及反射点当地边界层特性。最后,为了抑制背景激波系干扰下激波串形成的剧烈低频振荡现象,提出了一种基于气动斜坡的流动控制方法。实验发现,该方法可使隔离段的背景激波系进行自适应重构,并可削弱背景激波系的强度。施加控制之后,激波串以相对平稳的方式前移,与背景激波系发生不稳定相干的次数减少,仅在较上游的位置出现了主频为655Hz的高频小幅振荡。
【学位授予单位】：南京航空航天大学
【学位级别】：博士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V235.21
【图文】：

高超声速,高超声速技术,美国,专家学者

南京航空航天大学博士学位论文第一章绪论，拥有更高的飞行速度对于飞行器增强突防和攻击能力、动权具有重要意义。高超声速飞行器以其远超常规飞行器新的技术制高点，是扭转敌我双方对抗局面、克敌制胜的大国竞相角力的关键领域。近几十年来，世界各主要军事利亚、法国等通过自主研制或国际合作的方式开始实施高础研究、关键技术方面取得了一系列的重要突破。特别是以及美澳合作研制的 Hyshot、HyCAUSE、HIFiRE 系列高高超声速技术的可行性，为未来高超声速巡航导弹、高超宝贵的飞行试验数据和相应的理论和技术支撑[1]。

激波,高超声速进气道,侧压式进气道,干扰现象

发当地边界层的转捩[27]。气道内通道，唇罩激波入射在压缩面一侧的边界层上，形成经典的入射激波7](如图 1.2 中框 2 处)。从图 1.2 给出的一个简易二元高超声速进气道中可以看道外压段向上偏折的气流必须再偏回到水平方向，在压缩面肩部必将形成一致在唇罩激波入射点附近还存在一束膨胀波。Chung 等人[28]对比研究了激波相对位置对激波/边界层干扰现象的影响，发现当激波入射点位于壁面拐点下压力脉动值显著降低。Zhang[29]和 Li 等人[30]的仿真结果表明当激波入射点位(即接近或处于消波状态)，膨胀波的存在可以有效抑制唇罩激波诱发的分离前移或者后移则都会显著增加分离包的尺度。如果考虑进气道前缘钝度的影加边界层分离的风险[30]。Narayanan[31]的实验结果也证实了上述结论，并发波的强度会使得压力峰值增加。张晓嘉[32]的研究表明进气道肩部采用弧形过可以削弱肩部气流的膨胀，有利于抑制边界层分离。在实际的工程设计中，波原则设计唇罩构型，在非设计点下，激波入射点偏离肩部拐点之后有可能的尺度，使得进气道内流场性能恶化。因此，在开展进气道唇罩配波设计时膨胀波的影响。

扫掠,激波,纹影,边界层

图 1.5 LES 仿真获得的扫掠激波/边界层干扰纹影图[43]气道而言，唇罩激波与侧壁边界层之间形成的扫掠激波/边界层干扰现现有公开文献中的典型高超声速进气道唇罩激波法向马赫数。可以看到向马赫数Mn普遍大于1.25，因此都会在唇罩激波根部形成主旋涡，甚至声速倒流。另外，无论进气道侧板的结构形式是前掠还是后掠，其前缘都很近，激波根部的边界层非常薄，很可能处于层流状态，而层流边界显著弱于湍流边界层，故扫掠激波/边界层干扰的问题可能会更加突出。图 1.6 典型二元高超声速进气道内的唇罩激波强度

【参考文献】