内压缩波系对高超声速进气道自起动性能影响研究
发布时间：2021-02-28 06:48
为了探究进气道肩部膨胀扇以及不同压缩方式对进气道自起动性能的影响,结合具体的进气道构型,针对不同的压缩角、边界层厚度开展了马赫数4.0级的风洞试验研究。结果表明:在不起动分离区同侧的膨胀扇会对当地气流加速,降低局部压强,进而对压缩激波较强时的进气道自起动过程有明显改善。而唇罩分级压缩对二元进气道的自起动能力也有提高效果。此外,对比侧压模型与顶压模型的试验结果发现,边界层厚度对侧压模型自起动性能的影响趋势与顶压式存在明显的差异。与此同时,当自起动受限于几何喉道的进气道构型,压缩方式对进气道自起动性能的影响不明显,但是对于由压缩激波-边界层干扰诱导分离区形成的气动喉道决定能否起动的进气道,侧压方式有利于提高进气道的自起动性能。
【文章来源】：实验流体力学. 2019,33(03)北大核心
【文章页数】：8 页
【部分图文】：
Ｈ＝４０ｍｍ）图１简化进气道模型示意图与实物图Ｆｉｇ．１Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ（ａ）ａｎｄｐｈｏｔｏｇｒａｐｈ（ｂ）ｏｆｔｈｅｔｅｓｔｉｎｌｅｔｍｏｄｅｌ（ｂ）
为进气道的内收缩比（ＩｎｔｅｒｎａｌＣｏｎｔｒａｃｔｉｏｎＲａｔｉｏ，ＩＣＲ）。对于唇罩压缩角度（α＝７°、１１°和１５°）、唇口上游底板长度Ｌ、唇口高度Ｈ相同的，试验设计加工了一系列斜劈厚度的唇罩，通过选配不同厚度的唇罩部件改变Ｈｔ来获得不同的进气道内收缩比ＩＣＲ，其调节精度可达到０．０５。本文用能保证进气道实现自起动的最大内收缩比ＭａｘｉｍｕｍＩＣＲ来表征进气道的自起动性能。（ａ）简化进气道模型示意图（ｂ）简化进气道模型照片（Ｌ＝４００ｍｍ，Ｈ＝４０ｍｍ）图１简化进气道模型示意图与实物图Ｆｉｇ．１Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ（ａ）ａｎｄｐｈｏｔｏｇｒａｐｈ（ｂ）ｏｆｔｈｅｔｅｓｔｉｎｌｅｔｍｏｄｅｌ作为研究肩点膨胀波对进气道自起动性能影响的对比模型，设计了仅带１道外压缩激波的二元进气道模型（如图２所示），其外压缩角度α分别为７°、１１°和１５°，内压缩段宽度为８０ｍｍ，侧板上游底板宽度为（ａ）二元进气道模型示意图（ｂ）二元进气道模型照片图２二元进气道模型示意图与实物图Ｆｉｇ．２Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ（ａ）ａｎｄｐｈｏｔｏｇｒａｐｈ（ｂ）ｏｆｔｈｅｔｅｓｔｔｗｏ－ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｉｎｌｅｔｍｏｄｅｌ１６第３期贾轶楠等：内压缩波系对高超声速进气道自起动性能影响研究???????????????????????????????????????????????????
２００ｍｍ，长度为３００ｍｍ，压缩面两侧加装侧翼结构。由于唇口激波强度对自起动能力的极大影响，本试验设计保证唇口激波气流转角与简化模型相同。试验进气道喉道高度Ｈｔ＝２４ｍｍ，通过调节水平唇罩前后位置，改变进气道唇口的进口面积，以调节进气道内收缩比ＩＣＲ。为对比研究压缩方式对进气道自起动性能的影响，设计加工了如图３所示的侧压进气道模型。侧压进气道唇罩与来流方向持平，对气流无压缩，前端与侧压板齐平，侧板为零后掠角设计。气流仅由进气道侧板诱导的侧压激波进行压缩，试验中侧板角度α分别为７°、１１°和１５°，通过改变侧板的厚度实现对进气道内收缩比的控制。唇口高度Ｈ为２０和４０ｍｍ。模型采用５种底板，长度Ｌ分别为２００、３００、４００、５００和６００ｍｍ。为避免底板边缘的侧向流动干扰，对唇口上游底板长度Ｌ＞３００ｍｍ的模型底板边缘增加侧翼结构。侧挡板在侧壁压缩外侧，与侧压板之间存在边界层排移通道，如图３所示。侧挡板的边界层会随溢流排出，不进入内通道。进气道的侧压式进气道内压缩段进口宽度为８０ｍｍ，唇口前底板宽度为１８０ｍｍ。试验中进气道内收缩比ＩＣＲ的调节精度可达到０．０５。图３侧压进气道模型图Ｆｉｇ．３Ｐｈｏｔｏｇｒａｐｈｓｏｆｔｈｅｓｉｄｅ－ｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎｉｎｌｅｔｍｏｄｅｌ１．２实验设备及测试方法１．２．１风洞介绍试验在中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室的ＧＪＦ激波风洞中展开。激波风洞主要由驱动段、双膜段（中
【参考文献】：
期刊论文
[1]高超进气道临界起动特征[J]. 王成鹏,程克明. 航空动力学报. 2008(06)
[2]带中心支板侧压进气道流场特性研究[J]. 龚鹏,岳连捷,肖雅斌,王世芬,张新宇. 实验流体力学. 2008(01)
[3]侧压式超燃进气道流场特性研究[J]. 向安宇,岳连捷,肖雅彬,王世芬,陈立红,张新宇. 力学与实践. 2007(03)
[4]高超声速侧压式模型进气道不起动特性分析[J]. 袁化成,梁德旺. 南京航空航天大学学报. 2004(06)
本文编号：3055482
【文章来源】：实验流体力学. 2019,33(03)北大核心
【文章页数】：8 页
【部分图文】：
Ｈ＝４０ｍｍ）图１简化进气道模型示意图与实物图Ｆｉｇ．１Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ（ａ）ａｎｄｐｈｏｔｏｇｒａｐｈ（ｂ）ｏｆｔｈｅｔｅｓｔｉｎｌｅｔｍｏｄｅｌ（ｂ）
为进气道的内收缩比（ＩｎｔｅｒｎａｌＣｏｎｔｒａｃｔｉｏｎＲａｔｉｏ，ＩＣＲ）。对于唇罩压缩角度（α＝７°、１１°和１５°）、唇口上游底板长度Ｌ、唇口高度Ｈ相同的，试验设计加工了一系列斜劈厚度的唇罩，通过选配不同厚度的唇罩部件改变Ｈｔ来获得不同的进气道内收缩比ＩＣＲ，其调节精度可达到０．０５。本文用能保证进气道实现自起动的最大内收缩比ＭａｘｉｍｕｍＩＣＲ来表征进气道的自起动性能。（ａ）简化进气道模型示意图（ｂ）简化进气道模型照片（Ｌ＝４００ｍｍ，Ｈ＝４０ｍｍ）图１简化进气道模型示意图与实物图Ｆｉｇ．１Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ（ａ）ａｎｄｐｈｏｔｏｇｒａｐｈ（ｂ）ｏｆｔｈｅｔｅｓｔｉｎｌｅｔｍｏｄｅｌ作为研究肩点膨胀波对进气道自起动性能影响的对比模型，设计了仅带１道外压缩激波的二元进气道模型（如图２所示），其外压缩角度α分别为７°、１１°和１５°，内压缩段宽度为８０ｍｍ，侧板上游底板宽度为（ａ）二元进气道模型示意图（ｂ）二元进气道模型照片图２二元进气道模型示意图与实物图Ｆｉｇ．２Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ（ａ）ａｎｄｐｈｏｔｏｇｒａｐｈ（ｂ）ｏｆｔｈｅｔｅｓｔｔｗｏ－ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｉｎｌｅｔｍｏｄｅｌ１６第３期贾轶楠等：内压缩波系对高超声速进气道自起动性能影响研究???????????????????????????????????????????????????
２００ｍｍ，长度为３００ｍｍ，压缩面两侧加装侧翼结构。由于唇口激波强度对自起动能力的极大影响，本试验设计保证唇口激波气流转角与简化模型相同。试验进气道喉道高度Ｈｔ＝２４ｍｍ，通过调节水平唇罩前后位置，改变进气道唇口的进口面积，以调节进气道内收缩比ＩＣＲ。为对比研究压缩方式对进气道自起动性能的影响，设计加工了如图３所示的侧压进气道模型。侧压进气道唇罩与来流方向持平，对气流无压缩，前端与侧压板齐平，侧板为零后掠角设计。气流仅由进气道侧板诱导的侧压激波进行压缩，试验中侧板角度α分别为７°、１１°和１５°，通过改变侧板的厚度实现对进气道内收缩比的控制。唇口高度Ｈ为２０和４０ｍｍ。模型采用５种底板，长度Ｌ分别为２００、３００、４００、５００和６００ｍｍ。为避免底板边缘的侧向流动干扰，对唇口上游底板长度Ｌ＞３００ｍｍ的模型底板边缘增加侧翼结构。侧挡板在侧壁压缩外侧，与侧压板之间存在边界层排移通道，如图３所示。侧挡板的边界层会随溢流排出，不进入内通道。进气道的侧压式进气道内压缩段进口宽度为８０ｍｍ，唇口前底板宽度为１８０ｍｍ。试验中进气道内收缩比ＩＣＲ的调节精度可达到０．０５。图３侧压进气道模型图Ｆｉｇ．３Ｐｈｏｔｏｇｒａｐｈｓｏｆｔｈｅｓｉｄｅ－ｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎｉｎｌｅｔｍｏｄｅｌ１．２实验设备及测试方法１．２．１风洞介绍试验在中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室的ＧＪＦ激波风洞中展开。激波风洞主要由驱动段、双膜段（中
【参考文献】：
期刊论文
[1]高超进气道临界起动特征[J]. 王成鹏,程克明. 航空动力学报. 2008(06)
[2]带中心支板侧压进气道流场特性研究[J]. 龚鹏,岳连捷,肖雅斌,王世芬,张新宇. 实验流体力学. 2008(01)
[3]侧压式超燃进气道流场特性研究[J]. 向安宇,岳连捷,肖雅彬,王世芬,陈立红,张新宇. 力学与实践. 2007(03)
[4]高超声速侧压式模型进气道不起动特性分析[J]. 袁化成,梁德旺. 南京航空航天大学学报. 2004(06)
本文编号：3055482
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