為了探究進氣道肩部膨脹扇以及不同壓縮方式對進氣道自起動性能的影響,結(jié)合具體的進氣道構(gòu)型,針對不同的壓縮角、邊界層厚度開展了馬赫數(shù)4.0級的風洞試驗研究。結(jié)果表明:在不起動分離區(qū)同側(cè)的膨脹扇會對當?shù)貧饬骷铀?降低局部壓強,進而對壓縮激波較強時的進氣道自起動過程有明顯改善。而唇罩分級壓縮對二元進氣道的自起動能力也有提高效果。此外,對比側(cè)壓模型與頂壓模型的試驗結(jié)果發(fā)現(xiàn),邊界層厚度對側(cè)壓模型自起動性能的影響趨勢與頂壓式存在明顯的差異。與此同時,當自起動受限于幾何喉道的進氣道構(gòu)型,壓縮方式對進氣道自起動性能的影響不明顯,但是對于由壓縮激波-邊界層干擾誘導分離區(qū)形成的氣動喉道決定能否起動的進氣道,側(cè)壓方式有利于提高進氣道的自起動性能。 

【文章來源】：實驗流體力學. 2019,33(03)北大核心

【文章頁數(shù)】：8 頁

【部分圖文】：

Ｈ＝４０ｍｍ）圖１簡化進氣道模型示意圖與實物圖Ｆｉｇ．１Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ（ａ）ａｎｄｐｈｏｔｏｇｒａｐｈ（ｂ）ｏｆｔｈｅｔｅｓｔｉｎｌｅｔｍｏｄｅｌ（ｂ）

為進氣道的內(nèi)收縮比（ＩｎｔｅｒｎａｌＣｏｎｔｒａｃｔｉｏｎＲａｔｉｏ，ＩＣＲ）。對于唇罩壓縮角度（α＝７°、１１°和１５°）、唇口上游底板長度Ｌ、唇口高度Ｈ相同的，試驗設計加工了一系列斜劈厚度的唇罩，通過選配不同厚度的唇罩部件改變Ｈｔ來獲得不同的進氣道內(nèi)收縮比ＩＣＲ，其調(diào)節(jié)精度可達到０．０５。本文用能保證進氣道實現(xiàn)自起動的最大內(nèi)收縮比ＭａｘｉｍｕｍＩＣＲ來表征進氣道的自起動性能。（ａ）簡化進氣道模型示意圖（ｂ）簡化進氣道模型照片（Ｌ＝４００ｍｍ，Ｈ＝４０ｍｍ）圖１簡化進氣道模型示意圖與實物圖Ｆｉｇ．１Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ（ａ）ａｎｄｐｈｏｔｏｇｒａｐｈ（ｂ）ｏｆｔｈｅｔｅｓｔｉｎｌｅｔｍｏｄｅｌ作為研究肩點膨脹波對進氣道自起動性能影響的對比模型，設計了僅帶１道外壓縮激波的二元進氣道模型（如圖２所示），其外壓縮角度α分別為７°、１１°和１５°，內(nèi)壓縮段寬度為８０ｍｍ，側(cè)板上游底板寬度為（ａ）二元進氣道模型示意圖（ｂ）二元進氣道模型照片圖２二元進氣道模型示意圖與實物圖Ｆｉｇ．２Ｓｃｈｅｍａｔｉｃ（ａ）ａｎｄｐｈｏｔｏｇｒａｐｈ（ｂ）ｏｆｔｈｅｔｅｓｔｔｗｏ－ｄｉｍｅｎｓｉｏｎａｌｉｎｌｅｔｍｏｄｅｌ１６第３期賈軼楠等：內(nèi)壓縮波系對高超聲速進氣道自起動性能影響研究???????????????????????????????????????????????????

２００ｍｍ，長度為３００ｍｍ，壓縮面兩側(cè)加裝側(cè)翼結(jié)構(gòu)。由于唇口激波強度對自起動能力的極大影響，本試驗設計保證唇口激波氣流轉(zhuǎn)角與簡化模型相同。試驗進氣道喉道高度Ｈｔ＝２４ｍｍ，通過調(diào)節(jié)水平唇罩前后位置，改變進氣道唇口的進口面積，以調(diào)節(jié)進氣道內(nèi)收縮比ＩＣＲ。為對比研究壓縮方式對進氣道自起動性能的影響，設計加工了如圖３所示的側(cè)壓進氣道模型。側(cè)壓進氣道唇罩與來流方向持平，對氣流無壓縮，前端與側(cè)壓板齊平，側(cè)板為零后掠角設計。氣流僅由進氣道側(cè)板誘導的側(cè)壓激波進行壓縮，試驗中側(cè)板角度α分別為７°、１１°和１５°，通過改變側(cè)板的厚度實現(xiàn)對進氣道內(nèi)收縮比的控制。唇口高度Ｈ為２０和４０ｍｍ。模型采用５種底板，長度Ｌ分別為２００、３００、４００、５００和６００ｍｍ。為避免底板邊緣的側(cè)向流動干擾，對唇口上游底板長度Ｌ＞３００ｍｍ的模型底板邊緣增加側(cè)翼結(jié)構(gòu)。側(cè)擋板在側(cè)壁壓縮外側(cè)，與側(cè)壓板之間存在邊界層排移通道，如圖３所示。側(cè)擋板的邊界層會隨溢流排出，不進入內(nèi)通道。進氣道的側(cè)壓式進氣道內(nèi)壓縮段進口寬度為８０ｍｍ，唇口前底板寬度為１８０ｍｍ。試驗中進氣道內(nèi)收縮比ＩＣＲ的調(diào)節(jié)精度可達到０．０５。圖３側(cè)壓進氣道模型圖Ｆｉｇ．３Ｐｈｏｔｏｇｒａｐｈｓｏｆｔｈｅｓｉｄｅ－ｃｏｍｐｒｅｓｓｉｏｎｉｎｌｅｔｍｏｄｅｌ１．２實驗設備及測試方法１．２．１風洞介紹試驗在中國科學院力學研究所高溫氣體動力學國家重點實驗室的ＧＪＦ激波風洞中展開。激波風洞主要由驅(qū)動段、雙膜段（中

【參考文獻】：
期刊論文
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[4]高超聲速側(cè)壓式模型進氣道不起動特性分析[J]. 袁化成,梁德旺.  南京航空航天大學學報. 2004(06)



本文編號：3055482