低外阻二元高超聲速進(jìn)氣道內(nèi)收縮段強(qiáng)激波/邊界層干擾現(xiàn)象嚴(yán)重影響著進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)性能。本文提出了一種在低外阻二元高超聲速進(jìn)氣道內(nèi)收縮段布置隔板的流場(chǎng)控制方案,并采用數(shù)值仿真在寬?cǎi)R赫數(shù)范圍內(nèi)對(duì)有/無隔板進(jìn)氣道的流動(dòng)特征和氣動(dòng)性能開展了研究。首先,基于低外阻二元高超聲速進(jìn)氣道內(nèi)收縮段強(qiáng)激波/邊界層干擾的流場(chǎng)特征,提出了一種流場(chǎng)控制概念,并在寬?cǎi)R赫數(shù)范圍內(nèi)對(duì)該流場(chǎng)控制概念進(jìn)行了驗(yàn)證。結(jié)果表明:在內(nèi)收縮段布置隔板能夠明顯抑制低外阻二元高超聲速進(jìn)氣道中強(qiáng)激波/邊界層干擾誘導(dǎo)的大尺度分離現(xiàn)象,改善進(jìn)氣道流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。其控制機(jī)理主要在于原型進(jìn)氣道的強(qiáng)激波/邊界層干擾被隔板分成了若干處弱激波/邊界層干擾,并減小了各干擾區(qū)當(dāng)?shù)氐娜肷浼げ◤?qiáng)度或邊界層厚度。當(dāng)來流馬赫數(shù)分別為M₀=4、5、6時(shí),相比于ICR1.667原型進(jìn)氣道,帶隔板進(jìn)氣道在通流狀態(tài)下總壓恢復(fù)系數(shù)分別提高了51.9%、60.0%、88.5%,流量系數(shù)分別提高了24.0%、8.8%、1.7%。全側(cè)板二元進(jìn)氣道三維仿真結(jié)果表明,隔板仍然能夠成功抑制實(shí)際三維進(jìn)氣道構(gòu)型內(nèi)收縮段的強(qiáng)激波/邊界層干擾誘發(fā)的大范圍氣流分離。然后,在... 

【文章來源】：南京航空航天大學(xué)江蘇省 211工程院校

【文章頁(yè)數(shù)】：73 頁(yè)

【學(xué)位級(jí)別】：碩士

【部分圖文】：

簡(jiǎn)化的泄流示意圖

[8][9][10]通過實(shí)驗(yàn)和數(shù)值仿真研究了泄流以及泄流位置對(duì)高超聲速進(jìn)氣道唇口激波與肩部邊界層相互作用的影響，圖1.2是泄流槽在打開和關(guān)閉時(shí)進(jìn)氣道內(nèi)的流場(chǎng)，研究發(fā)現(xiàn)泄流能夠顯著改善激波/邊界層干擾區(qū)域的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，降低流動(dòng)損失，提高進(jìn)氣道性能。然而邊界層吹除需要布置額外的動(dòng)力機(jī)構(gòu)，并且增加引氣源，這一定程度上使發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)更加復(fù)雜。邊界層泄流則會(huì)犧牲部分進(jìn)氣道捕獲流量，因此在泄流情況下如果仍然要保證進(jìn)氣道捕獲流量的需求，則需要增大進(jìn)氣道的捕獲面積，這會(huì)導(dǎo)致進(jìn)氣道阻力的增加以及飛行器整體重量的增大[8][11]。另外，通常情況下，泄流排除的氣體會(huì)直接排出飛行器之外的大氣中，這會(huì)產(chǎn)生泄流阻力

圖 1.3 超聲速風(fēng)洞中激波渦流發(fā)生器示意圖[12]圖 1.4 大后掠渦流發(fā)生器與傳統(tǒng)渦流發(fā)生器的示意圖[15]發(fā)生器控制技術(shù)生器的這一理念最早由Wallis[16]提出，其核心概念是通過續(xù)的旋渦，這個(gè)旋渦能將主流流場(chǎng)邊界層外的高能流體卷內(nèi)外的高低速流體摻混，從而增加邊界層中低速流體的能

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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本文編號(hào)：3219497