高超声速内转式进气道型面流场重构

发布时间：2022-02-08 19:53

　　内转式进气道流场参数分布不均,为改善该类进气道的气动性能,本文采用数值仿真方法开展了基于型面的内转式进气道流场重构研究。结果表明:流场重构型面中心线对进气道流场结构及流动特性影响较大,在给定偏距/长度与中心线末端斜率的约束条件下,选取合适的中心线起始角能够大幅提高进气道的气动性能,改善流场参数分布。与进气道原型方案相比,流场重构型面中心线10°起始角的进气道方案总压恢复系数、抗反压能力最大分别提升33.7%、26.4%,自起动马赫数下降1.1。随着流场重构型面中心线起始角增大,唇罩激波/侧壁边界层干扰诱发的流向涡减弱、流向涡传输轨迹向唇罩一侧偏移,低能流向唇罩两侧迁移趋势增强。在研究范围内,随着流场重构型面中心线起始角增大,隔离段出口总压恢复系数先增大后减小,自起动马赫数先下降后不变。 

【文章来源】：航空学报. 2020,41(03)北大核心EICSCD

【文章页数】：10 页

【部分图文】：

原型进气道流场结构

图2给出了基于型面流场重构的内转式进气道构型，图中标示了流场重构型面。流场重构型面设计时遵循的约束条件为：在进气道马赫数工作范围内流场重构型面压缩产生的外压缩波打入唇罩内侧，确保进气道的流量捕获特性不变；进气道总收缩比不变。在上述约束条件下将部分外压缩面与内流道设计成如图2所示的流场重构型面，该型面与上下游型面相切，且进气道喉道截面与流场重构型面中心线当地垂直。起始角是中心线型的关键设计参数，如图3所示。本文将受控型面中心线起始点与水平方向的夹角定义为中心线起始角φ；受控型面中心线起点与终点之间的竖直高度为中心线偏距D，水平长度为L，采用D/L表征中心线的无量纲偏距参数；受控型面中心型线末端与下游型面中心线相切即中心型线末端斜率为0。在上述约束下，采用三次多项式获得中心型线。

在给定长度L,D/L=0.16条件下，通过改变进气道中心线起始角度φ，调整流场重构型面的构型，研究其对进气道流动及性能参数的影响。本文中心线起始角选取φ=7.5°、10°、12.5°、15°、17.5°、20°。1.2 计算方法及校验

【参考文献】：
期刊论文
[1]Design method with controllable velocity direction at throat for inward-turning inlets[J]. Wenyou QIAO,Anyuan YU,Wei GAO,Weixing WANG.  Chinese Journal of Aeronautics. 2019(06)
[2]唇罩内型面对内转式进气道流动特性影响研究[J]. 朱婷,王卫星,张仁涛,李宥晨.  推进技术. 2019(10)
[3]内转式进气道流动控制研究[J]. 王卫星,顾强,郭荣伟.  推进技术. 2017(05)
[4]进口形状对内转式进气道的起动特性影响[J]. 王德鹏,田方超,张启帆,谭慧俊,卜焕先,李光胜.  航空动力学报. 2015(06)
[5]圆形出口内转式进气道流动特征[J]. 王卫星,郭荣伟.  航空学报. 2016(02)
[6]发展用于高速飞行器前体/进气道匹配设计的逆特征线法[J]. 乔文友,黄国平,夏晨,汪明生.  航空动力学报. 2014(06)
[7]采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究[J]. 南向军,张堃元,金志光.  航空学报. 2014(01)
[8]基于马赫数分布规律可控概念的高超声速内收缩进气道设计[J]. 李永洲,张堃元,南向军.  航空动力学报. 2012(11)
[9]密切内锥乘波前体进气道一体化设计和性能分析[J]. 贺旭照,周正,倪鸿礼.  推进技术. 2012(04)
[10]基于内乘波概念的三维变截面高超声速进气道[J]. 尤延铖,梁德旺.  中国科学（E辑:技术科学）. 2009(08)



本文编号：3615649