【摘要】：高超聲速進氣道和隔離段是超燃沖壓發(fā)動機的核心增壓部件,其內(nèi)部流動對發(fā)動機性能和穩(wěn)定工作具有重要意義。進氣道和隔離段共同工作時,進氣道內(nèi)的激波、膨脹波等流動結構,即背景激波系,將不可避免地影響隔離段內(nèi)的激波串特性。因此,本文著眼于進氣道/隔離段一體化條件下,亦即在進氣道提供的背景激波系干擾下的隔離段內(nèi)激波串特性研究。首先,分析了背景激波系產(chǎn)生的機制,研究了來流馬赫數(shù)M_0=4.92時兩種典型隔離段入口條件下的背景激波系特性。發(fā)現(xiàn)當入口為小分離流態(tài)時,隔離段內(nèi)為雙激波,且關于中心對稱反射;當入口為大分離流態(tài)時,隔離段內(nèi)為單道激波反射,氣流呈現(xiàn)出明顯的方向性。背景激波均呈現(xiàn)出沿流向逐漸減弱的趨勢。進氣道唇罩激波與側壁邊界層、肩部邊界層之間形成組合干擾,誘導產(chǎn)生了角渦流動。在背景激波系作用下,角渦向下游發(fā)展的歷程可分為從逆壓梯度過渡到順壓梯度區(qū)間的過程及其逆過程,在壓力梯度為0處出現(xiàn)Hopf分叉,形成了極限環(huán),該極限環(huán)主要是由速度分解中高階項所引入的非線性本質導致。同時,還推導得到了極限環(huán)內(nèi)三個物理量的守恒律。其次,采用風洞實驗方法對進氣道/隔離段一體化模型內(nèi)的激波串開展了研究,獲得了三個入口馬赫數(shù)M_(in)=2.54、2.98和3.46條件下的激波串特性。發(fā)現(xiàn)一體化條件下激波串特性顯著偏離簡單來流條件下的特性:當M_(in)=2.54時,受上下壁面邊界層影響,激波串表現(xiàn)出顯著的不對稱性;當M_(in)=2.98和3.46時,背景激波系增強,其和激波串的相互作用經(jīng)歷了四個穩(wěn)定相干階段和三個不穩(wěn)定相干階段,且穩(wěn)定和不穩(wěn)定階段總是交替出現(xiàn)。此外,背景激波系的存在還可縮短激波串的長度,并增強隔離段的抗反壓能力。而后,采用實驗、仿真和理論相結合的方法,研究了M_0=4.92條件下隔離段曲率對進氣道/隔離段流動的影響。發(fā)現(xiàn)隨著曲率的增加,背景激波系增強,左行膨脹波逐漸成為隔離段內(nèi)的主導膨脹波。當激波串向上游運動并和背景激波系相干時,其流動結構也有顯著不同:在小曲率的隔離段中,激波串內(nèi)的大尺度分離包交替出現(xiàn)在上壁面和下壁面附近;而大曲率隔離段中的主分離則一直位于下壁面附近。對于背景激波/激波串不穩(wěn)定相干現(xiàn)象,在小曲率隔離段中,其通常表現(xiàn)為低頻振蕩;而在大曲率隔離段中,其可能呈現(xiàn)出跳躍形式。至于隔離段內(nèi)的徑向壓力梯度,其在小曲率隔離段內(nèi)沿向心和離心方向交替變化;而在大曲率的隔離段中,其始終沿向心方向。不僅如此,隨曲率的增加,激波串內(nèi)的徑向壓力梯度增加而流向逆壓梯度減小,導致隔離段的反壓承受能力顯著下降,最高降幅可達等直隔離段對應值的17%。因此,隔離段彎曲使得其氣動性能變差,但是適當?shù)膹澢?曲率半徑介于20~50H_(iso)),可在一定范圍內(nèi)降低隔離段出口的氣流脈動。進一步,在實驗結果基礎上,首次發(fā)現(xiàn)背景激波系干擾下激波串存在類能級躍遷現(xiàn)象。能級對應于背景激波和激波串的各穩(wěn)定相干狀態(tài)�；诒尘凹げǖ膲荷蜕舷卤诿孢吔鐚拥挚鼓鎵禾荻鹊哪芰Σ�,提出了一種穩(wěn)定相干流動結構的預測方法。當激波串處于某一能級時,其具有一定的穩(wěn)定裕度;當激波串切換能級時,存在三種躍遷方式,即:振蕩式、跳躍式和相對平穩(wěn)式。研究表明這三種躍遷方式的外部激勵均來自于背景激波反射點附近的邊界層,具體的躍遷形式取決于激波串頭波的強度以及反射點當?shù)剡吔鐚犹匦�。最�?為了抑制背景激波系干擾下激波串形成的劇烈低頻振蕩現(xiàn)象,提出了一種基于氣動斜坡的流動控制方法。實驗發(fā)現(xiàn),該方法可使隔離段的背景激波系進行自適應重構,并可削弱背景激波系的強度。施加控制之后,激波串以相對平穩(wěn)的方式前移,與背景激波系發(fā)生不穩(wěn)定相干的次數(shù)減少,僅在較上游的位置出現(xiàn)了主頻為655Hz的高頻小幅振蕩。
【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：博士
【學位授予年份】：2018
【分類號】：V235.21
【圖文】：

南京航空航天大學博士學位論文第一章 緒 論，擁有更高的飛行速度對于飛行器增強突防和攻擊能力、動權具有重要意義。高超聲速飛行器以其遠超常規(guī)飛行器新的技術制高點，是扭轉敵我雙方對抗局面、克敵制勝的大國競相角力的關鍵領域。近幾十年來，世界各主要軍事利亞、法國等通過自主研制或國際合作的方式開始實施高礎研究、關鍵技術方面取得了一系列的重要突破。特別是 以及美澳合作研制的 Hyshot、HyCAUSE、HIFiRE 系列高高超聲速技術的可行性，為未來高超聲速巡航導彈、高超寶貴的飛行試驗數(shù)據(jù)和相應的理論和技術支撐[1]。

發(fā)當?shù)剡吔鐚拥霓D捩[27]。氣道內(nèi)通道，唇罩激波入射在壓縮面一側的邊界層上，形成經(jīng)典的入射激波7](如圖 1.2 中框 2 處)。從圖 1.2 給出的一個簡易二元高超聲速進氣道中可以看道外壓段向上偏折的氣流必須再偏回到水平方向，在壓縮面肩部必將形成一致在唇罩激波入射點附近還存在一束膨脹波。Chung 等人[28]對比研究了激波相對位置對激波/邊界層干擾現(xiàn)象的影響，發(fā)現(xiàn)當激波入射點位于壁面拐點下壓力脈動值顯著降低。Zhang[29]和 Li 等人[30]的仿真結果表明當激波入射點位(即接近或處于消波狀態(tài))，膨脹波的存在可以有效抑制唇罩激波誘發(fā)的分離前移或者后移則都會顯著增加分離包的尺度。如果考慮進氣道前緣鈍度的影加邊界層分離的風險[30]。Narayanan[31]的實驗結果也證實了上述結論，并發(fā)波的強度會使得壓力峰值增加。張曉嘉[32]的研究表明進氣道肩部采用弧形過可以削弱肩部氣流的膨脹，有利于抑制邊界層分離。在實際的工程設計中，波原則設計唇罩構型，在非設計點下，激波入射點偏離肩部拐點之后有可能的尺度，使得進氣道內(nèi)流場性能惡化。因此，在開展進氣道唇罩配波設計時膨脹波的影響。

圖 1.5 LES 仿真獲得的掃掠激波/邊界層干擾紋影圖[43]氣道而言，唇罩激波與側壁邊界層之間形成的掃掠激波/邊界層干擾現(xiàn)現(xiàn)有公開文獻中的典型高超聲速進氣道唇罩激波法向馬赫數(shù)。可以看到向馬赫數(shù)Mn普遍大于1.25，因此都會在唇罩激波根部形成主旋渦，甚至聲速倒流。另外，無論進氣道側板的結構形式是前掠還是后掠，其前緣都很近，激波根部的邊界層非常薄，很可能處于層流狀態(tài)，而層流邊界顯著弱于湍流邊界層，故掃掠激波/邊界層干擾的問題可能會更加突出。圖 1.6 典型二元高超聲速進氣道內(nèi)的唇罩激波強度

【參考文獻】

相關期刊論文 前10條

1 羅金玲;李超;徐錦;;高超聲速飛行器機體/推進一體化設計的啟示[J];航空學報;2015年01期

2 李永洲;張X元;;基于馬赫數(shù)分布可控曲面外/內(nèi)錐形基準流場的前體/進氣道一體化設計[J];航空學報;2015年01期

3 吳穎川;賀元元;余安遠;樂嘉陵;;展向截斷曲面乘波壓縮進氣道氣動布局[J];航空動力學報;2013年07期

4 南向軍;張X元;金志光;;采用新型基準流場的高超內(nèi)收縮進氣道試驗研究[J];航空學報;2014年01期

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本文編號：2771702