基于膨胀波效应的高超声速进气道肩部流动分离控制研究

为改善高超声速进气道唇口激波/附面层干扰诱导的肩部流动分离，从膨胀波及激波理论出发，推导出了膨胀波效应影响下的斜激波附面层干扰理论公式，获得了影响斜激波诱导分离的主要因素：膨胀角梯度、激波角及波前马赫数。在此基础上，开展了膨胀波效应影响下的流动分离控制研究，给出了膨胀波效应影响下斜激波诱导分离的判别及预测方法。结果表明：增大激波入射点处膨胀角梯度，可以显著减小甚至消除肩部流动分离；随着激波角增大，激波强度及逆压力梯度增加，分离区尺寸显著增大。而波前马赫数对分离区尺寸的影响不显著；在进口马赫数3.57～5.18，唇罩角度6°～10°范围内，当激波入射点处逆压比梯度小于250 m-1时，斜激波诱导的流动分离消失，可为改善超声速/高超声速进气道内流道流动分离提供技术支撑。     

进气道内激波/边界层干扰及控制研究进展

进气道作为高速航空航天飞行器的重要气动部件,对飞行器的气动力特性、结构重量、隐身性能等有显著影响。激波/边界层干扰现象是高速进气道内普遍存在的一类流动现象,对进气道的性能有突出的影响。发生于进气道内的激波/边界层干扰现象主要可分为正激波/边界层干扰、斜激波/边界层干扰以及三维激波/边界层干扰几类,由于受到侧壁壁面和进气道内背景波系的影响,这些干扰现象偏离了传统基于简化模型的研究结果,具有显著的耦合干扰特征,干扰区间内三维特征明显。概述了发生于进气道内的激波/边界层干扰特性及相关研究进展,并对目前进气道内激波/边界层干扰现象的控制方法进行了总结。     

进口斜激波、膨胀波干扰下等直隔离段内的激波串特性

 超燃冲压发动机的隔离段在实际工作中会受到进气道唇罩激波及肩部膨胀扇的显著干扰,本文针对这一特定问题进行了专门研究。提出了唇罩入射激波及肩部膨胀扇的模拟方法,并利用德国Achen的风洞试验对其进行了检验,而后以此研究了入射激波及肩部膨胀扇干扰下隔离段内激波串的基本形态,并分析了出口反压和激波入射位置的影响。仿真结果表明：当激波串在隔离段内不断前移时,受唇罩入射激波及其反射激波的干扰,其高速核心区交替地偏向上下壁面;与无激波入射的情况相比,此时激波串的耐反压能力显著降低,且入射点位置越高,降低幅度越大,管道内的沿程静压分布规律与Waltrup经验公式偏离程度也越来越大。该文结果可为进气道/隔离段的一体化设计提供依据。     

某典型二元高超声速进气道内二次流分析

对某典型二元高超声速进气道三维流场进行了数值分析，将固壁面压力分布的计算结果与试验结果进行了比较，二者吻合较好，表明数值模拟方法正确，结果可信。分析了高超声速进气道流场的波系结构以及进气道(含隔离段)内二次流特征。给出了外压缩波系下的角涡的形成和发展规律，在侧壁与压缩面相交角区形成为逆时针方向角涡，角涡的形成、发展与近壁激波／侧壁附面层干扰以及压缩面有关。分析了隔离段中的激波的反射状况，提出了隔离段二次流的形成和发展规律以及影响因素。在隔离段进口附近存在一分离区。隔离段内二次涡的形成、发展和消失由上下壁面的压差，激波的移动方向(波后气流的横向流动)等决定。研究还表明对于高超声速进气道即使是二元进气道，也要关注二次涡的存在和发展。     

二元高超声速进气道激波振荡特性实验

通过在进气道/隔离段模型出口附近设置固定的堵塞楔块提高反压,并采用高速纹影拍摄同步壁面压强测量的手段,在马赫数5.9的激波风洞中研究了二元高超声速进气道在不同堵塞度下的流动特征。研究结果表明,在较低的堵塞度下,进气道仍然能够保持起动状态,而在较高的堵塞度下,进气道出现激波振荡。上游产生的压缩波/激波在节流段的反射是出现激波振荡的重要原因之一。随着堵塞度的增加,激波振荡的频率有所升高。     

SFD方法模拟高超声速进气道中激波与边界层干扰

采用ＳＦＤ方法,在ＥＸＣＥＬ软件上利用ＮＮＤ格式数值模拟了激波与平板边界层之间的相互作用以及激波与管道壁面边界层的相互作用,即高超声速进气道隔离段内激波串流动现象。该方法的特点是简单、直观而且不用常规编程,计算结果基本反映了流场的基本结构,表明ＳＦＤ方法是一种具有潜力的计算方法。     

带抽吸二元进气道/隔离段激波串振荡特性

针对抽吸缝作用下激波串非定常振荡的复杂流动问题,采用高速纹影结合壁面动态压力测量的方法,在马赫数6的激波风洞中研究了高马赫数二元进气道/隔离段中激波串的自激振荡特性。隔离段出口不同堵塞度的实验结果表明:在低堵塞度下,隔离段内的分离激波无明显振荡;在中等堵塞度25.3%～32.3%和高堵塞度35.3%～38.2%工况下,隔离段内产生非定常激波串,受到隔离段内预先存在的背景波系以及抽吸缝泄流作用的影响,分别出现大幅度低频振荡和小幅度高频振荡;而当堵塞度超过临界值后,激波串被推出进气道,出现不起动。在大幅度振荡模式中,上壁面大分离区周期性地形成和消失,下壁面的激波串前沿分离激波在抽吸缝后缘到隔离段出口之间大幅度振荡,其振荡主频约为280Hz～480Hz,并且随着堵塞度升高而降低;在小幅度振荡模式中,上壁面始终存在大分离区,下壁面的激波串前沿分离激波在抽吸缝附近小幅振荡,其振荡主频约为900Hz～1800Hz。两种振荡模式均给隔离段壁面带来严酷的脉动压力载荷。     

双模态超燃冲压发动机隔离段流场分析

隔离段作为双模态超燃冲压发动机的重要部件,除了可以隔离进气道和燃烧室的相互干扰外,还在超燃冲压发动机模态转换中扮演着重要的角色.隔离段内的流动过程是一系列激波与附面层相互作用的过程,一般存在激波串.本文分析了隔离段内部流场激波与附面层的相互干扰现象.     

典型工况下旋转爆震发动机进气道流动特性研究

旋转爆震发动机是一种具有较大潜力的新型动力装置,燃烧室存在的高频超高压周向压力脉动直接影响进气道扩张段的流动特征,本文采用三维定常/非定常数值模拟方法针对旋转爆震发动机进气道扩张段复杂非定常流动特性开展研究。研究结果表明：受下游燃烧室旋转爆震波影响,扩张段内存在呈螺旋状向上游传播的运动激波;运动激波向上游传播过程中强度衰减、传播速度下降,激波形态逐步由类正激波向类斜激波演化,运动激波逐步向驻激波演变,运动激波与边界层干扰诱发的回流区逐步向波前扩展,波面坐标系下波前亚声速相对厚度逐渐增大;与定常反压状态相比,旋转爆震工作状态进气道出口静温、总温较高、总压较低。本文研究加深了对旋转爆震发动机进气道流动特性的认识,有助于该类发动机进气道的研制。     

高超声速激波/边界层干扰流动数值模拟研究

在基于Roe格式的全Navier-Stokes方程计算流体力学(CFD)代码中,发展了一种局部熵修正方法,克服了传统熵修正方法在边界层流动模拟中耗散过大的缺点,可用于更加准确的模拟激波/边界层干扰的复杂高超声速流动。对典型高超声速双锥边界层分离与激波干扰的复杂流动进行了模拟,研究了网格密度和熵修正方法耗散性对计算结果的影响。研究表明:高超声速双锥边界层分离与激波干扰流动的数值模拟结果对网格具有很强的敏感性,过稀的网格将产生严重的分离流动预测偏差;低耗散性的局部熵修正方法能更加准确地模拟复杂的高超声速激波与边界层分离流动干扰现象。