本文以德國宇航局設(shè)計(jì)的SAV21超聲速葉柵為研究對象。實(shí)驗(yàn)研究了不同節(jié)流比下的波系結(jié)構(gòu)及振蕩特征。結(jié)果表明:在小節(jié)流比下,由葉柵型面產(chǎn)生的膨脹波可以有效抑制激波串的振蕩。在大節(jié)流比下,出現(xiàn)了四種振蕩模式。模式1中,激波在壓力面前緣往復(fù)振蕩;模式2中,大幅度振蕩與吸力面前緣小幅度振蕩交替出現(xiàn);模式3中,只存在大幅度振蕩;模式4中,波系在上游通道中運(yùn)動(dòng)。下游壓力波動(dòng)的無規(guī)律性導(dǎo)致模式4的發(fā)生是隨機(jī)的。 

【文章來源】：工程熱物理學(xué)報(bào). 2020,41(11)北大核心EICSCD

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【部分圖文】：

圖１超聲速葉柵實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ褪疽鈭D??Ｆｉｇ．?１?Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ?ｏｆ?ｔｈｅ?ｓｕｐｅｒｓｏｎｉｃ?ｃａｓｃａｄｅ?ｔｅｓｔ?ｍｏｄｅｌ??如圖ｉ所示，在管道出口放置形成幾何喉部的機(jī)??

??隨后的壓升將會(huì)導(dǎo)致激波串快速前移而導(dǎo)致不穩(wěn)定??的發(fā)生。１９５４年，Ｄａｉｌｅｙ針對超聲速進(jìn)氣道喘振問??題開展了實(shí)驗(yàn)研究，Ｄａｉｌｅｙ準(zhǔn)則規(guī)定，超聲速進(jìn)氣道??喘振的發(fā)生是由于外壓縮面上激波誘導(dǎo)的流動(dòng)分離??引起的。因此，本文中的超聲速葉柵振蕩流動(dòng)觸發(fā)??機(jī)制屬于Ｄａｉｌｅｙ準(zhǔn)則。??圖８振蕩觸發(fā)機(jī)制示意圖??Ｆｉｇ．?８?Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ?ｄｉａｇｒａｍ?ｏｆ?ｔｈｅ?ｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎ?ｔｒｉｇｇｅｒｉｎｇ??ｍｅｃｈａｎｉｓｍ??３．２振蕩流動(dòng)模式１??如圖９所示為振蕩流動(dòng)模式１的一個(gè)振蕩周期??內(nèi)的激波運(yùn)動(dòng)紋影圖。在上一次振蕩周期結(jié)束后，激??波串前緣激波再次回到下游位置，其在壓力面的入??射點(diǎn)剛好位于壓力面尖端（圖９（ａ）），此時(shí)，沒有流??圖９振蕩流動(dòng)模式１的一個(gè)振蕩周期紋影圖??Ｆｉｇ．?９?Ｓｃｈｌｉｅｒｅｎ?ｉｍａｇｅｓ?ｏｆ?ｏｎｅ?ｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎ?ｃｙｃｌｅ?ｏｆ?ｔｈｅ?ｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎ?ｍｏｄｅ?１??

２６９８??工程熱物理學(xué)報(bào)??４１卷??／＝４０２．８?Ｈｚ?＾??Ｇ（／）ｘ／＝０．０００３２２??３．０??２．５??漸增加，流場中的激波結(jié)構(gòu)開始發(fā)生變化。如圖４中??＝?３０％的紋影圖像，為了匹配下游的高背壓比，??流場中的一系列斜激波結(jié)構(gòu)組成了激波串。激波串??前緣激波在吸力面附面層上入射，在激波下游產(chǎn)生??了較強(qiáng)的逆壓力梯度，進(jìn)而導(dǎo)致吸力面邊界層發(fā)生??大面積分離，導(dǎo)致超聲速核心流動(dòng)偏向了壓力面?zhèn)取??基于此，也導(dǎo)致了隨著節(jié)流比的增加，吸力面與壓??力面上的靜壓＿時(shí)間分布曲線的不同。一旦激波串??前緣激波越過吸力面上的壓力傳感器，位于亞聲速??區(qū)域的壓力傳感器所測得的靜壓會(huì)均勻上升。而處??于超聲速區(qū)域中的壓力面?zhèn)鞲衅�，由于激波串中�??激波的掃掠，會(huì)導(dǎo)致其靜壓的交替上升。當(dāng)節(jié)流比在??３５％？４５％之間時(shí)，如圖４所示：ＴＲ?＝?４０％的紋影圖，??激波串前緣處于吸力面產(chǎn)生的膨脹波區(qū)域內(nèi)。可以??發(fā)現(xiàn)，激波串所掃過的區(qū)域，背景波系結(jié)構(gòu)均被激??波串結(jié)構(gòu)所取代。??（ａ）?ｒａ＝４０％?（ｂ）?ＴＲ＝６０％??圖４不同節(jié)流比流場紋影圖??Ｆｉｇ．?４?Ｓｃｈｌｉｅｒｅｎ?ｉｍａｇｅｓ?ｏｆ?ｔｈｅ?ｆｌｏｗｆｉｅｌｄ?ｕｎｄｅｒ?ｄｉｆｆｅｒｅｎｔ??ｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ?ｏｆ?ｔｈｒｏｔｔｌｉｎｇ?ｒａｔｉｏｓ??如圖５為不同節(jié)流比下背壓傳感器Ｂ１測得??壓力的功率譜分布，它將有助于提取壓力信號的相??對頻率含量。在７７？二３５％？４５％的節(jié)流比范圍內(nèi)，??背壓傳感器所測得的靜壓波動(dòng)的主導(dǎo)頻率為４０２．８??Ｈｚ，?Ｇ（／）?ｘ?／為０．０００３２２。當(dāng)節(jié)流比在５０％？６０％之??間時(shí)


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