邊界層轉(zhuǎn)捩對(duì)高超聲速二元進(jìn)氣道性能影響研究.pdf

1、本文針對(duì)一種考慮邊界層轉(zhuǎn)捩的高超聲速二元進(jìn)氣道開展了型面幾何參數(shù)和來(lái)流參數(shù)對(duì)邊界層轉(zhuǎn)捩和進(jìn)氣道性能影響的規(guī)律性研究。
　　首先，研究了壓縮角角度、壓縮面前緣鈍化半徑、壓縮面轉(zhuǎn)折處倒圓半徑和邊界層吸除槽高度等幾何參數(shù)對(duì)邊界層轉(zhuǎn)捩的影響規(guī)律，研究結(jié)果表明:1）壓縮角度越大，邊界層轉(zhuǎn)捩位置越靠前;2）隨著壓縮面前緣鈍化半徑的增大，邊界層轉(zhuǎn)捩位置整體上為先提前后延遲的變化趨勢(shì);3）對(duì)壓縮面轉(zhuǎn)折處進(jìn)行倒圓可以有效延遲邊界層轉(zhuǎn)捩位置，隨著倒圓

2、半徑增大，轉(zhuǎn)捩位置先略微前移，然后一直向后延遲;4）通過(guò)放大吸除槽高度，可以使邊界層轉(zhuǎn)捩位置向后延遲，當(dāng)層流邊界層覆蓋整個(gè)壓縮面時(shí)，層流邊界層將在進(jìn)氣道肩部受唇罩反射激波干擾發(fā)生轉(zhuǎn)捩。
　　其次，對(duì)來(lái)流馬赫數(shù)、來(lái)流湍流度和飛行高度對(duì)邊界層轉(zhuǎn)捩影響的規(guī)律性研究表明，隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增大，邊界層轉(zhuǎn)捩位置逐漸向后延遲，而湍流度增大則會(huì)使轉(zhuǎn)捩位置提前。當(dāng)飛行馬赫數(shù)—定時(shí)邊界層轉(zhuǎn)捩位置隨飛行高度的增加逐漸向后延遲。
　　最后，設(shè)計(jì)了一

3、種考慮邊界層轉(zhuǎn)捩的高超聲速二元進(jìn)氣道，并與全湍流邊界層下的進(jìn)氣道性能進(jìn)行對(duì)比，研究結(jié)果表明:與全湍流情況下的進(jìn)氣道相比，當(dāng)考慮邊界層轉(zhuǎn)捩時(shí)，進(jìn)氣道前體激波系略微靠近壓縮面，且流量系數(shù)、總壓恢復(fù)系數(shù)和出口馬赫數(shù)等參數(shù)有所上升，喉道壓比下降，而且進(jìn)氣道壁面摩擦阻力相對(duì)較低;考慮邊界層轉(zhuǎn)捩的進(jìn)氣道起動(dòng)馬赫數(shù)明顯低于全湍流邊界層下的進(jìn)氣道;同時(shí)發(fā)現(xiàn)當(dāng)邊界層發(fā)生轉(zhuǎn)捩對(duì)進(jìn)氣道沿程壓力分布和喉道處速度分布影響不大，但壁面熱流會(huì)在轉(zhuǎn)捩發(fā)生后陡然升高3～