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激波附面层干扰控制装置在进气道中的应用

激波附面层干扰控制装置在进气道中的应用

马赫数2.048的二元平板紊流附面层及其与激波干扰的实验研究

第七届全国实验流体力学学术会议

作者：马宇秦永明陈强燕军龙张尚彬中国航天空气动力技术研究院二部二室

高速飞行的飞行器,其进气道流场中常常会出现激波附面层相互干扰的现象。这种干扰现象对超声速飞行器进气道的效率有重要影响,与激波系相伴的逆压梯度常常导致附面层的分离,并最终影响发动机的稳定工作,因此,为了发展新一代的飞行器有... 详细信息

高速飞行的飞行器,其进气道流场中常常会出现激波附面层相互干扰的现象。这种干扰现象对超声速飞行器进气道的效率有重要影响,与激波系相伴的逆压梯度常常导致附面层的分离,并最终影响发动机的稳定工作,因此,为了发展新一代的飞行器有必要对激波附面层干扰这一现象进行有效控制。本文列举了多种控制方法,包括附面层泄除、分流器、附面层吹除、旋涡发生器、空腔循环、内阻力片、狭槽和微射流等,这些控制方法各有优缺点并且适用条件也各不相同。本文最后分析了激波附面层控制技术的基本原理和技术难点,并对这一领域今后的发展提出了一些建议。

关键词：进气道流动控制激波附面层干扰

来源： cnki会议评论

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空气动力学学报 1982年第1期 89-99页

作者：赵连生三机部六二六所

本文介绍了M=2.048的二元平板紊流附面层和附面层与激波（激波板相对气流为8.9°）干扰实验的设备、测试仪器、数据处理以及主要的实验结果。实验用的风洞试验段截面积为0.6×0.6米2,每米长雷诺数月Re=2.1×107,以激波干扰区附面层厚度... 详细信息

本文介绍了M=2.048的二元平板紊流附面层和附面层与激波（激波板相对气流为8.9°）干扰实验的设备、测试仪器、数据处理以及主要的实验结果。实验用的风洞试验段截面积为0.6×0.6米2,每米长雷诺数月Re=2.1×107,以激波干扰区附面层厚度为参考长度的雷诺数Reδ0)≈106。二元平板紊流附面层速度型的实验结果接近于u/ue=（h/δ）1/7,而且与二元可压缩附面层方程有限差分解的数值结果符合较好。实验结果与二元平板不可压附面层壁面定律和尾迹定律公式计算值的变化规律接近,但计算结果偏大些,而与速度亏损定律的结论则是一致的。文中亦给出了由实验结果推算的激波附面层干扰时动涡粘系数εm沿流线的定性分布规律:在附面层内层区域,εm通过干扰区是逐渐增大的,至干扰区下游时恢复到某一大干上游区的εm值。而在外层区域,εm在干扰区是先减小后再增大,这时下游区的εm略大于上游区的εm值。

关键词：附面层壁面实验结果边界层马赫数 M 数激波附面层干扰附面层厚度激波干扰冲波干扰实验研究

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两类涡轮激波结构及演化规律研究

北京理工大学学报 2015年第6期35卷 571-575页

作者：季路成马伟涛冯福金北京理工大学宇航学院北京100081

针对收缩、收缩-扩张两类涡轮叶栅中激波结构及其演化规律的问题,采用数值模拟的方法研究得到了两类叶栅在变工况下的流场等马赫数云图及叶表马赫数分布,经分析获得了关于收缩、收缩-扩张叶栅在超跨音工况下激波结构主要差别的认识及激... 详细信息

针对收缩、收缩-扩张两类涡轮叶栅中激波结构及其演化规律的问题,采用数值模拟的方法研究得到了两类叶栅在变工况下的流场等马赫数云图及叶表马赫数分布,经分析获得了关于收缩、收缩-扩张叶栅在超跨音工况下激波结构主要差别的认识及激波附面层分离的基本判别准则,即激波前后压比达到1.4时附面层将发生分离.

关键词：超跨音涡轮激波结构激波附面层干扰数值模拟

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超声速喷管起动过程激波结构演化特征

实验流体力学 2019年第2期33卷 11-16页

作者：王成鹏杨锦富程川王文硕徐培杨馨焦运程克明南京航空航天大学航空学院南京210016

通过改变进出口压比,对马赫数2.7的二维对称拉瓦尔喷管流动进行了试验研究,给出了超声速喷管起动过程中的激波结构演化特征。在试验过程中,固定喷管喉道出口面积比,改变喷管上下游压比,使喷管起动激波从喉道发展到喷管出口处,逐渐过渡... 详细信息

通过改变进出口压比,对马赫数2.7的二维对称拉瓦尔喷管流动进行了试验研究,给出了超声速喷管起动过程中的激波结构演化特征。在试验过程中,固定喷管喉道出口面积比,改变喷管上下游压比,使喷管起动激波从喉道发展到喷管出口处,逐渐过渡到设计工况。在起动激波向下游发展的过程中,喷管内流动经历了教科书上给出的理论过程:喉道正激波、扩张段内正激波、喷管出口马赫反射、喷管出口规则反射、设计工况等;但由于附面层的存在,每一个过程与无粘情况下的激波示意图都有所不同。比如,试验中捕捉到的激波串在向下游的移动过程中,出现的由λ型激波向Х型激波的转变,以及激波串非对称现象的出现等。基于纹影和剪切敏感液晶摩阻显示技术获得了起动激波串的首道激波的三维特征。

关键词：超声速喷管起动激波激波附面层干扰激波串激波反射

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NACA0012翼型抖振现象实验研究

工程力学 2015年第5期32卷 236-242页

作者：任旭东赵子杰高超李峰中国工程物理研究院总体工程研究所四川绵阳621900 西北工业大学航空学院陕西西安710072

通过在风洞侧壁安装动态压力传感器测量侧壁脉动压力的方法针对NACA0012翼型开展了零攻角状态下跨声速抖振特性的实验研究,并测量了翼型沿弦向与展向的压力分布。从时域和频域两个方面分析了脉动压力结果,得到了NACA0012翼型的跨声速抖... 详细信息

通过在风洞侧壁安装动态压力传感器测量侧壁脉动压力的方法针对NACA0012翼型开展了零攻角状态下跨声速抖振特性的实验研究,并测量了翼型沿弦向与展向的压力分布。从时域和频域两个方面分析了脉动压力结果,得到了NACA0012翼型的跨声速抖振起始马赫数和抖振频率等抖振特性。研究结果表明:风洞二维性较好,侧壁区域的压力情况能够反映核心流压力变化情况;抖振发生在实验马赫数Maexp=0.88~0.89范围内;随着马赫数的增大,抖振频率有所增加。

关键词：翼型跨声速抖振激波附面层干扰风洞实验固定转捩

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

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推进技术 2024年第1期45卷 63-75页

作者：刘甫州袁化成李东周珂玉南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室江苏南京210016

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... 详细信息

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。

关键词：高超声速进气道激波附面层干扰膨胀波流动分离流动控制

流动控制在超声速进气道前体激波控制上的应用

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流动控制在超声速进气道前体激波控制上的应用

作者：靳守林南京航空航天大学

学位级别：硕士

高超声速进气道是超燃冲压发动机的重要组成部分之一。在偏离设计马赫数时进气道性能往往大幅度下降,当来流马赫数大于设计马赫数时,进气道外压缩段产生的激波偏离唇口,进入内通道在壁面形成多道反射激波,激波附面层干扰形成分离区,使... 详细信息

高超声速进气道是超燃冲压发动机的重要组成部分之一。在偏离设计马赫数时进气道性能往往大幅度下降,当来流马赫数大于设计马赫数时,进气道外压缩段产生的激波偏离唇口,进入内通道在壁面形成多道反射激波,激波附面层干扰形成分离区,使流场品质降低,甚至引起堵塞导致进气道不起动。二次流注入控制作为一种主动流动控制方式布置在外压缩面段上,由射流动量注入引起局部扰动影响流场改变激波角度,实现前体激波控制,在一定程度上可以改善流场、提升进气道性能。本文分别选取二元两级压缩和等熵压缩进气道模型作为研究对象,设计马赫数为4.0,并在马赫数4.0和6.0时进行流动控制,在进行基础流场分析后,利用数值模拟的方法对射流激励控制前体激波的作用效果以及控制原理进行研究。在二元两级压缩进气道的每级压缩面上选取不同位置布置激励器,通过改变激励器射流压比、角度、缝宽等参数探究射流流动控制对前体激波的作用效果。结果表明射流激励可对前体激波实施精准控制,其中在激波封口时出口总压恢复系数提升效果最为显著,在保持流量系数99%以上的同时抑制激波附面层干扰带来的总压损失,进一步压缩内通道流场使之减速增压,更好的满足燃烧室要求。研究表明激励器布置位置靠近压缩面前缘、射流出口角度与壁面呈90°且缝宽选取10mm时控制效果达到最优。同时,壁面抽吸也可以显著吸除分离区,避免内通道堵塞,提升总压恢复系数。通过主动流动控制手段,总压恢复系数最高可提升14.3%。并通过高超声速实验对数值计算结果进行了简单验证。而在等熵压缩进气道模型上采用射流激励控制时喉道截面总压恢复系数有所降低。由于未施加控制时外压缩面上总压损失极低,而添加射流激励控制前体激波系封口带来的总压损失过大,因此吼道截面气动性能难以提升。射流激励控制前体激波的方式并不完全适用于等熵压缩进气道。

关键词：进气道流动控制激波附面层干扰射流壁面抽吸等熵压缩

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超声速喷管起动激波演化过程

超声速喷管起动激波演化过程

第九届全国流体力学学术会议

作者：王成鹏程川程克明南京航空航天大学航空宇航学院空气动力学系

文章基于Ma2.7的二维对称拉瓦尔喷管流动试验结果,展示了超声速风洞喷管起动过程中的流场结构变化情况。在试验过程中,固定喷管喉道出口面积比,改变喷管进出口压比,使喷管起动激波从喉道发展到喷管出口处,逐渐过渡到设计工况。在起动激... 详细信息

文章基于Ma2.7的二维对称拉瓦尔喷管流动试验结果,展示了超声速风洞喷管起动过程中的流场结构变化情况。在试验过程中,固定喷管喉道出口面积比,改变喷管进出口压比,使喷管起动激波从喉道发展到喷管出口处,逐渐过渡到设计工况。在起动激波向下游发展过程中,喷管内流动经历了教科书上给出的理论过程:喉道正激波、扩张段内正激波、扩张段内斜激波、喷管出口马赫反射、喷管出口规则反射、设计工况等,但每一个过程与理论过程中的激波示意图都有或多或少的差距,比如,试验中捕捉到的激波串在向下游移动过程中,出现的由九型激波形式向X型激波的转变,激波串的非对称现象的出现等。根据Von Neumann脱体准则和压力平衡条件,讨论了喷管内不同工况下激波结构的所对应的临界气流偏转角和压比值,并通过试验结果,初步分析了激波串的规则反射和马赫反射的相互转换及迟滞现象,基于本文的试验结果定位了马赫反射向规则反射相互转变的临界马赫数为2.1。

关键词：超声速风洞喷管起动激波激波附面层干扰激波串激波反射

来源： cnki会议评论

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大涡模拟在复杂流场中的计算与分析

大涡模拟在复杂流场中的计算与分析

作者：张少江南京航空航天大学

学位级别：硕士

半个多世纪以来,尽管航空燃气涡轮发动机已被广泛应用,但是叶轮机械中叶片附面层的复杂流动仍然没有被完全理解。对于高性能发动机的设计来说,精确计算是非常重要的。随着计算机运算能力的发展,大涡模拟对于轴流涡轮压气机的设计来说是... 详细信息

半个多世纪以来,尽管航空燃气涡轮发动机已被广泛应用,但是叶轮机械中叶片附面层的复杂流动仍然没有被完全理解。对于高性能发动机的设计来说,精确计算是非常重要的。随着计算机运算能力的发展,大涡模拟对于轴流涡轮压气机的设计来说是一个很实用的模拟方法。本文采用的大涡模拟数值计算方法中,采用动态亚格子模型对亚格子应力进行了模化,数值通量的离散采用了具有六阶精度的对称形式的WENO格式,而粘性通量的离散采用了具有中心特性的六阶紧致差分格式,时间的推进为双时间步隐式牛顿迭代。最终,对以下问题进行了分析研究。首先,采用合成涡给定进口湍流边界条件,对超声速湍流边界层拟序结构进行了数值模拟分析。发现超声速湍流拟序结构与不可压湍流拟序结构并无差异,线性底层存在低速条带,对数律层存在以藤条状涡为主的大尺度涡结构,大尺度结构运动使得边界层存在间歇性。接着,在验证了合成涡进口边界条件适用性的基础上,对激波与湍流附面层相互干扰问题进行了分析研究。入射斜激波经下壁面反射出反射激波,其下游边界层在逆压梯度下发生分离。分离区的大小发生着变化,这也许与激波的低频振动有关。最后,对低雷诺数压气机叶片附面层的发展进行了大涡模拟,攻角为5o下,边界层在吸力面前缘发生分离,从而诱导转捩的发生,湍流使得掺混加强,因而边界层很快再附壁面。在60%弦长位置处,吸力面附面层发生分离形成尾迹。而在压力面,逆压梯度下边界层有转捩的发生,但是在靠近尾缘处压力梯度为正,从而使得转捩并未完成。

关键词：大涡模拟超声速湍流大尺度运动激波附面层干扰边界层分离诱导转捩