基于工程转捩模型的高超声速进气道特性

作     者：杨慧 路文睿 李虹杨 岳连捷 YANG Hui;LU Wenrui;L[1 Hongyang3];YUE Lianjie

作者机构：北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100083 先进航空发动机协同创新中心北京100083 航空工业沈阳飞机设计研究所沈阳110035 中国科学院力学研究所北京100080 

出 版 物：《北京航空航天大学学报》 (Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics)

年 卷 期：2018年第44卷第7期

页      面：1408-1418页

核心收录：

学科分类：080103[工学-流体力学] 08[工学] 080104[工学-工程力学] 0801[工学-力学（可授工学、理学学位）] 

主　　题：高超声速进气道 转捩模型 飞行高度 湍流度 数值模拟 

摘      要：为研究高超声速进气道的性能参数随飞行高度、来流湍流度及来流马赫数的变化规律,并考察其压缩面上的边界层转捩现象对进气道性能的影响,采用本课题组程序平台HGFS所发展的γ-Reθ转捩模型进行了一系列的数值模拟工作,并对相应的流动现象和机理进行分析。首先,利用进气道压缩面的简化模型对γ-Reθ转捩模型经验关联公式的高超声速改进方法进行了验证;其次,以某型等熵压缩面的高超声速进气道为对象,研究了飞行高度、来流马赫数对边界层转捩位置等多个参数的影响。结果表明:随着飞行高度的增加,压缩面上边界层转捩位置延后,进气道总压恢复系数下降;与地表情况相比,在设计飞行高度转捩位置延后了约0.525 m,边界层厚度增加了约73%,总压恢复系数下降了约3.2%;来流湍流度变化0.5%量级可导致转捩位置移动0.2 m左右,但来流湍流度对总压恢复系数的影响则很小。