CN106122189B - 一种基于构造局部压差扰动的高超声速前体转捩控制方法 - Google Patents

一种基于构造局部压差扰动的高超声速前体转捩控制方法 Download PDF

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Abstract

一种基于构造局部压差扰动的高超声速前体转捩控制方法，其特征在于，包括进气道前体和高压气源；该方法包括以下步骤：压力扰动的构建和压力扰动的强度和安装位置选择；在已知进气道前体自然转捩位置以及前体表面的压力分布的条件下，在自然转捩位置上游位置处通过高压气源输入气流，构造局部压差，增大局部位置的边界层扰动，使转捩提前。通过在进气道前体表面适当位置处提供适当压力的气源，可以有效促进边界层提前转捩，并且气流流通表面无额外的附加结构，对边界层外部流场以及进气道性能几乎无影响，结构简单，易于实现。

Description

一种基于构造局部压差扰动的高超声速前体转捩控制方法
技术领域
本发明涉及高超声速进气道技术领域，具体涉及一种基于构造局部压差扰动的高超声速前体转捩控制方法。
背景技术
由于流体具有粘性，在流动过程中流体靠近固体壁面处存在一层速度梯度变化大的流动薄层，该薄层称为边界层。根据速度分布不同可将边界层分为层流边界层和湍流边界层。与湍流边界层比较，层流边界层在高超声速流动过程中具有粘性损失小、摩擦阻力小、壁面热传导率低等优点，但缺点是抗逆压力梯度能力弱、易引起气流分离。边界层转捩是指边界层流动由层流过渡到湍流的过程。飞行器在高空飞行时，流体介质为低密度、低湍流度的气流，进气道前体甚至整个压缩面上的边界层都可能保持层流状态。层流边界层在提高进气道性能、减轻热载荷等方面具有较大的优势。但层流边界层抗逆压力梯度能力较弱。由于气流在进气道内部的流动是减速增压的过程，沿着流动方向压力是增大的(即逆压力梯度较大)，尤其是气流经过激波后压力突然上升，此时若靠近壁面的边界层为层流边界层，易引起层流边界层的分离，导致进气道性能下降，甚至会引起进气道的不起动，造成整个发动机性能急剧下降甚至不能正常工作。为了尽量避免上述流动分离所带来的严重后果，在进气道设计过程中，常常采用强制转捩手段将进气道前体层流边界层提前转捩为湍流边界层，以降低层流边界层出现大分离引起进气道不起动的可能性。
目前，对强制转捩手段的研究和应用以在前体安装粗糙带或涡流发生器较多。粗糙带主要采用金刚砂、金属拌线等粗糙元。该方法在低速风洞试验效果良好，但在高速实验中粗糙带易出现破损脱落的情况。涡流发生器是高超声速飞行器研究中常采用的强制转捩方式。美国在Hyper-X系列飞行器的研究中开展了钻石型和后掠斜坡型等涡流发生器的试验研究，结果显示涡流发生器促进转捩的效果明显。但上述强制转捩方式的缺点是都在前体表面上安装了附加结构，对进气道表面流场影响较大，使壁面阻力和总压损失增大，并且附加结构有可能脱落会带来安全隐患。
发明内容
发明目的：为了克服现有技术的不足，本发明提供一种基于构造局部压差扰动的高超声速前体转捩控制方法，通过控制气体的流动控制转捩，解决了现有技术的问题。
技术方案：一种基于构造局部压差扰动的高超声速前体转捩控制方法，其特征在于，包括进气道前体和高压气源；该方法包括以下步骤：压力扰动的构建和压力扰动的强度和安装位置选择，
在已知进气道前体自然转捩位置以及前体表面的压力分布的条件下，在自然转捩位置上游位置处通过高压气源输入气流，构造局部压差，增大局部位置的边界层扰动，使转捩提前。
进一步的，所述压力扰动的构建包括：在进气道前体表面适设置通气结构，在通气结构里输入设定压力值的气源实现压力扰动的构件；
所述气源包括携带气罐和内部引流。
进一步的，所述压力扰动的强度和安装位置选择包括：以来流条件下进气道前体壁面自然转捩位置X0以及该位置的压力值P0作为参考值，设定压力扰动的安装位置选择区间和压力扰动的输入压力值选择区间，具体的：
压力扰动的安装位置选择区间为：0.43<LP/X0<0.86；
压力扰动的输入压力值选择区间为：0.3<(P*-P0)/P∞<4；
其中P*为上述给定压力信号位置处出口气流的总压，P0为自然转捩位置处的壁面压力，P∞为自由来流的静压值。
进一步的，所述通气结构包括通气孔和通气槽。
有益效果：通过在进气道前体表面适当位置处提供适当压力的气源，可以有效促进边界层提前转捩，并且气流流通表面无额外的附加结构，对边界层外部流场以及进气道性能几乎无影响，结构简单，易于实现。
附图说明
附图1为本发明的示意图
附图2为有压力扰动下的马赫数等值分布图谱
附图3为有压力扰动下的马赫数等值分布图谱(局部放大图)
附图4为外带气源模型与原始模型上壁面斯坦顿数分布
附图5为具有引气通道模型与原始模型上壁面斯坦顿数分布
具体实施方式
下面结合附图对本发明做更进一步的解释。本发明是针对涡流发生器等强制转捩方式的不足，主要是：表面结构复杂、对边界层外部流场影响较大等问题提出的，具体的如图1所示，为一种基于构造局部压差扰动的高超声速前体转捩控制方法，其特征在于，包括进气道前体1和高压气源2(即附图1中结构A)；该方法包括以下步骤：压力扰动的构建和压力扰动的强度和安装位置选择。
在已知进气道前体自然转捩位置以及前体表面的压力分布的条件下，在自然转捩位置上游位置处通过高压气源输入气流，构造局部压差，增大局部位置的边界层扰动，使转捩提前。需要结合自然转捩位置处的当地壁面压力按给定压力的选取范围内选定压力。根据设计所需的转捩区间以及自然转捩位置在高压气源安装位置的参考范围内选定适当的位置LP。
该方法通过在壁面下方设置压力扰动产生装置，以气动形式影响边界层流动状态，进而促进转捩提前。该方法在气流流动方向的壁面上无附加结构，在合适的参数选取范围内对外部流场几乎无影响。
进一步的，所述压力扰动的构建包括：通过在前体表面适当位置开通气孔或者通气槽等结构，并在该结构里输入一定压力值的气源来实现。目前可供参考的气源有两种：一种是携带气罐，即外带气源方式；另一种是结合进气道内部气流减速增压的压力特性，将进气道内部的高压气流通过引流管引导到指定位置，即内部引流方式。
进一步的，所述压力扰动的强度和安装位置选择包括：以来流条件下进气道前体壁面自然转捩位置X0以及该位置的压力值P0作为参考值，设定压力扰动的安装位置选择区间和压力扰动的输入压力值选择区间，具体的：
压力扰动的安装位置选择区间为：0.43<LP/X0<0.86；
压力扰动的输入压力值选择区间为：0.3<(P*-P0)/P∞<4；
其中P*为上述给定压力信号位置处出口气流的总压，P0为自然转捩位置处的壁面压力，P∞为自由来流的静压值。
如附图2、附图3所示，在设计位置处给定一定强度压力信号时，进气道前体流场显示：压力信号位置处边界层外部流场几乎不受影响，但边界层内部出现小的回流区，使边界层内部扰动强度增大，因此可以有效地加快边界层内气流的发展、促进层流边界层转变为湍流边界层，边界层提前转捩。
实施例1：在进气道前体设计位置LP处开通气孔，并连接压力可控的高压气泵，当进气道来流条件(来流压力、速度等)变化时，可以实时地调整LP处进气压力的大小，进而控制转捩位置。
(1)技术指标：
来流马赫数为6.0，飞行高度为25km。
(2)方案介绍：
设计一个具有两级压缩面的二元超声速前体，其两级压缩面的气流偏转角度均为5°，其前缘钝化半径为0.5mm。采用高压气泵输入高压气流，输入压力位置为LP/X0＝0.69，压力强度(P*-P0)/P∞＝1.88。
(3)外部气源对边界层转捩影响效果
如图4所示，横坐标为：水平方向上与进气道前体前缘的距离，纵坐标为：进气道前体表面斯坦顿数，曲线with pump为：带有气泵的进气道前体表面斯坦顿数分布曲线，曲线without pump为：无气泵的进气道前体表面斯坦顿数分布曲线，图中的点transitionposition分别为两种状态的转捩位置。
通过斯坦顿数曲线可以判断出LP/X0＝0.69、(P*-P0)/P∞＝1.88条件下转捩位置位于0.522m处，相比于自然转捩位置(0.58m)提前10％。。外带气源可以作为该转捩控制方法的一种工程应用形式。
实施例2：基于进气道本身高压力梯度的特性，在进气道前体设计位置LP处与进气道喉道位置之间重新建立一条通气槽，将进气道内部高压力气体引导到前缘附近，增大当地的压力扰动，从而促使转捩位置提前。
(1)技术指标：
设计工作状态为马赫6.0,设计飞行高度25km。
(2)方案介绍：
设计了一个具有等直引气通道的具有两级压缩面的二元超声速前体，其两级压缩面的气流偏转角度均为5°，其前缘钝化半径为0.5mm，前缘下壁面气流偏转角为18°。在此原型面进气道前体上构建引气通道，引气通道宽度为3mm，进口位置为距离前缘1m处，LP分别为0.4m。
(3)内部气源对边界层转捩影响效果
如图5所示，横坐标为：水平方向上与进气道前体前缘的距离，纵坐标为：进气道前体表面斯坦顿数，曲线with the fluid-introducing channel为：带有引气通道的进气道前体表面斯坦顿数分布曲线，曲线without the fluid-introducing channel为：无引气通道的进气道前体表面斯坦顿数分布曲线，图中的点transition position分别为两种状态的转捩位置。
通过斯坦顿数曲线可以判断出具有引气通道状态转捩位置位于0.45m处，相比于自然转捩位置(0.58m)提前22％，作用效果明显。可见，引气通道也是实现本设计方法的一种较为有效的工程应用形式。
根据下述实施例，可以更好的理解本发明。然而，本领域的技术人员容易理解，实施例所描述的具体的物料配比、工艺条件及其结果仅用于说明本发明，而不应当也不会限制权利要求书中所详细描述的本发明。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。

Claims (4)

1.一种基于构造局部压差扰动的高超声速前体转捩控制方法，其特征在于，包括进气道前体(1)和高压气源(2)；该方法包括以下步骤：压力扰动的构建和压力扰动的强度和安装位置选择；在已知进气道前体自然转捩位置以及前体表面的压力分布的条件下，在自然转捩位置上游位置处通过高压气源输入气流，构造局部压差，增大局部位置的边界层扰动，使转捩提前。
2.如权利要求1所述的一种基于构造局部压差扰动的高超声速前体转捩控制方法，其特征在于，所述压力扰动的构建包括：在进气道前体表面设置通气结构，在通气结构里输入设定压力值的气源实现压力扰动的构件；
所述设定压力值的气源包括携带气罐和内部引流。
3.如权利要求1所述的一种基于构造局部压差扰动的高超声速前体转捩控制方法，其特征在于，所述压力扰动的强度和安装位置选择包括：以来流条件下进气道前体表面自然转捩位置与进气道最前缘位置之间的水平距离X0以及自然转捩位置处压力值P0作为参考值，设定压力扰动的安装位置选择区间和压力扰动的输入压力值选择区间，具体的：
压力扰动的安装位置选择区间为：0.43<LP/X0<0.86；
压力扰动的输入压力值选择区间为：0.3<(P*-P0)/P∞<4；
其中LP为压力扰动安装位置与进气道最前缘位置之间的水平距离，P*为压力扰动安装位置处出口气流的总压，P∞为自由来流的静压值。
4.如权利要求2所述的一种基于构造局部压差扰动的高超声速前体转捩控制方法，所述通气结构包括通气孔和通气槽。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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CN108304601B (zh) * 2017-08-09 2019-12-31 北京空天技术研究所 一种高超声速飞行器边界层转捩的判断方法
CN108304603A (zh) * 2017-08-16 2018-07-20 北京空天技术研究所 一种高速飞行器强制转捩装置验证方法
CN107985557B (zh) * 2017-11-30 2020-11-03 空气动力学国家重点实验室 一种利用涡脱落原理的流动转捩控制装置
CN109533356A (zh) * 2018-11-21 2019-03-29 南京航空航天大学 一种激波边界层干扰控制器
CN112733278A (zh) * 2021-03-31 2021-04-30 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 一种被动延迟湍流转捩控制装置及方法
CN114166468B (zh) * 2021-12-09 2023-05-12 中国船舶科学研究中心 一种水介质中边界层转捩位置测量方法

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7121511B2 (en) * 2000-05-31 2006-10-17 Kevin Kremeyer Shock wave modification method and system
CN1657794A (zh) * 2005-03-10 2005-08-24 上海大学 一种控制流体边界层内层流到紊流的转捩和流动分离的方法
CN102053004B (zh) * 2010-05-19 2012-06-27 北京航空航天大学 模型滚转振荡过程中前机身大迎角人工转捩方法
CN103954425B (zh) * 2014-04-30 2016-05-04 北京大学 高超声速静风洞喷管设计方法及该喷管转捩位置确定方法
CN105752314B (zh) * 2016-03-22 2017-03-29 西北工业大学 一种高空低速自然层流高升力翼型

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