高超声速进气道内收缩段激波/边界层干扰及控制研究

发布时间：2021-06-09 00:09

　　低外阻二元高超声速进气道内收缩段强激波/边界层干扰现象严重影响着进气道流场结构和气动性能。本文提出了一种在低外阻二元高超声速进气道内收缩段布置隔板的流场控制方案,并采用数值仿真在宽马赫数范围内对有/无隔板进气道的流动特征和气动性能开展了研究。首先,基于低外阻二元高超声速进气道内收缩段强激波/边界层干扰的流场特征,提出了一种流场控制概念,并在宽马赫数范围内对该流场控制概念进行了验证。结果表明:在内收缩段布置隔板能够明显抑制低外阻二元高超声速进气道中强激波/边界层干扰诱导的大尺度分离现象,改善进气道流场结构。其控制机理主要在于原型进气道的强激波/边界层干扰被隔板分成了若干处弱激波/边界层干扰,并减小了各干扰区当地的入射激波强度或边界层厚度。当来流马赫数分别为M₀=4、5、6时,相比于ICR1.667原型进气道,带隔板进气道在通流状态下总压恢复系数分别提高了51.9%、60.0%、88.5%,流量系数分别提高了24.0%、8.8%、1.7%。全侧板二元进气道三维仿真结果表明,隔板仍然能够成功抑制实际三维进气道构型内收缩段的强激波/边界层干扰诱发的大范围气流分离。然后,在... 

【文章来源】：南京航空航天大学江苏省 211工程院校

【文章页数】：73 页

【学位级别】：硕士

【部分图文】：

简化的泄流示意图

[8][9][10]通过实验和数值仿真研究了泄流以及泄流位置对高超声速进气道唇口激波与肩部边界层相互作用的影响，图1.2是泄流槽在打开和关闭时进气道内的流场，研究发现泄流能够显著改善激波/边界层干扰区域的流场结构，降低流动损失，提高进气道性能。然而边界层吹除需要布置额外的动力机构，并且增加引气源，这一定程度上使发动机结构更加复杂。边界层泄流则会牺牲部分进气道捕获流量，因此在泄流情况下如果仍然要保证进气道捕获流量的需求，则需要增大进气道的捕获面积，这会导致进气道阻力的增加以及飞行器整体重量的增大[8][11]。另外，通常情况下，泄流排除的气体会直接排出飞行器之外的大气中，这会产生泄流阻力

图 1.3 超声速风洞中激波涡流发生器示意图[12]图 1.4 大后掠涡流发生器与传统涡流发生器的示意图[15]发生器控制技术生器的这一理念最早由Wallis[16]提出，其核心概念是通过续的旋涡，这个旋涡能将主流流场边界层外的高能流体卷内外的高低速流体掺混，从而增加边界层中低速流体的能

【参考文献】：
期刊论文
[1]基于磁流体控制的高超声速进气道黏性效应[J]. 何淼生,杨文将,郑小梅,刘宇.  航空动力学报. 2013(02)
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[3]吹除法对斜激波/边界层干扰控制数值模拟[J]. 孙润鹏,朱卫兵,黄舜,陈宏.  哈尔滨工程大学学报. 2012(02)
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本文编号：3219497