CN106507869B - 超燃冲压发动机进气道壁面边界层“锯齿”型人工转捩带 - Google Patents

超燃冲压发动机进气道壁面边界层“锯齿”型人工转捩带

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沈清
白葵
赵俊波
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Abstract

一种用于超燃发动机进气道边界层控制的边界层人工转捩装置，该装置能够充分诱发进气道前体边界层转捩，使转捩带后进气道流场成功进入湍流流动状态，从而有效的抑制进气道边界层分离，降低进气道总压损失，提高超燃冲压发动机进气道性能。

Description

超燃冲压发动机进气道壁面边界层“锯齿”型人工转捩带
技术领域
本发明涉及一种超燃冲压发动机进气道壁面边界层人工转捩装置，特别是超燃冲压发动机进气道壁面边界层“锯齿”型人工转捩带。
背景技术
超燃冲压发动机进气道是利用进气道前体楔面来产生斜激波，并对通过斜激波的气流进行压缩，从而达到进气道出口(即燃烧室入口)流场减速、增压和增温的目的。尤其对于以煤油为燃料的自燃式超燃冲压发动机，进气道出口温度和进气道总压损失直接决定了超燃冲压发动机能否正常点火、产生正推力以及推力能否最大化。
对于超燃进气道内部流动，其主要特征为：来流M＞5，进气道内部激波-边界层干扰现象严重。如果进气道表面为层流边界层，由于其抗分离特性很差，激波-边界层干扰会造成进气道表面流动的分离，在很大程度上降低进气道性能，严重时会造成进气道堵塞。由于超燃冲压发动机对部件效率特别敏感，比如进气道空气动能损失1％则发动机有可能停止产生正推力，因此有必要采用人工转捩手段诱发进气道进入湍流流动状态，提高其表面抗分离特性和进气道整体性能。
目前国内在超燃冲压发动机进气道研究领域还处于理论和风洞试验研究阶段。就已经公开发表的相关文章或报告来看，目前尚且没有采用本发明所提出的人工转捩概念和所描述类型的人工转捩装置进行超燃冲压发动机进气道研究的先例。美国在高超声速飞行器飞行演示项目(X-43系列)中提出并采用了一种进气道漩涡发生器致边界层转捩方法，该方法所涉及的人工转捩装置类似于应用于飞机机翼表面的漩涡发生器。但是漩涡发生器一般以用在亚跨及低超音速流场中，且工艺复杂，在高超声速飞行状态下对材料要求很高，且实现安装有一定的难度。
发明内容
本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种高效的超燃冲压发动机进气道人工转捩装置，该人工转捩装置制作工艺简便，安装方便，能够快速诱发湍流流动，有效提高超燃冲压发动机进气道性能。
本发明的技术解决方案：超燃冲压发动机进气道壁面边界层“锯齿”型人工转捩带，其特征在于：它由“锯齿”型斜波发生器和“锯齿”型亚谐斜波发生器组成；斜波发生器和亚谐斜波发生器固定在进气道前缘附近，所处区域边界层状态为层流边界层，齿尖所指方向为当地迎风方向，斜波发生器和亚谐斜波发生器厚度H不超过当地边界层厚度；斜波发生器和亚谐斜波发生器“锯齿”型角度在80°～110°之间；斜波发生器“锯齿”型齿高的取值范围为1～20mm；亚谐斜波发生器位于斜波发生器后方，其“锯齿”型齿高为为2倍斜波发生器“锯齿”型齿高；斜波发生器与亚谐斜波发生器齿尖间距为n倍(n＝2、3、4)的斜波发生器“锯齿”型齿高。
本发明与现有技术相比的优点如下：
(1)本发明装置基于亚谐共振机制的边界层人工转捩原理，装置简单，不会破坏超燃冲压发动机进气道外形。
(2)本发明的人工转捩原理基于Tollmien-Schlichting波的亚谐共振原理，通过基本波与亚谐波的共振，使边界层的转捩提前发生，并进入湍流状态。不同于使用绊线或粗砂带直接在流场产生强干扰信号，也不同于使用漩涡发生器直接发生诱导涡。基于该理论提出的人工转捩方式效率高。
(3)本发明的人工转捩技术已获风洞试验验证。试验结果表明能够消除或在很大程度上减小高超声速内流场由于激波-边界层干扰而引起的流动分离，降低超燃冲压发动机进气道总压损失，有效提高进气道性能。
附图说明
图1为本发明的结构俯视图和侧视图；
图2为本发明在风洞试验模型中的应用示意图；
图3为转捩带原理示意图；
图4为M6超燃冲压发动机二元三楔进气道风洞试验纹影照片；
图5为M6超燃冲压发动机二元三楔进气道加本发明所述人工转捩带前后的进气道壁面压力系数分布曲线及数值模拟结果；
图6为M6超燃冲压发动机二元三楔进气道加本发明所述人工转捩带前后的进气道出口波后总压力系数分布曲线及数值模拟结果；
具体实施方式
如图1、图2所示，本发明人工转捩带由斜波发生器1和亚谐斜波发生器2组成。
斜波发生器1和亚谐斜波发生器2固定在进气道前缘附近，所处区域边界层状态为层流边界层，齿尖所指方向为当地迎风方向，其厚度不超过当地边界层厚度。边界层厚度采用数值计算得出，计算方法可采用二阶迎风格式，控制方程为可压缩N-S方程，同时加湍流模型。斜波发生器1和亚谐斜波发生器2的“锯齿”型角度在80°～110°之间，其“锯齿”型齿高取值范围为1～20mm，用于诱发三维T-S基本波。亚谐斜波发生器2位于斜波发生器1后方，其“锯齿”型齿高为为2倍斜波发生器“锯齿”型齿高，用于产生亚谐波，并与斜波发生器诱发的基本波形成亚谐共振。斜波发生器1与亚谐斜波发生器2齿尖间距为n倍(n＝2、3、4)的斜波发生器“锯齿”型齿高，其间距作用在于使基本波有充分诱导和发展的过程，从而发生基本波与亚谐波的亚谐共振。
超燃冲压发动机进气道壁面边界层“锯齿”型人工转捩带工作原理如示意图3所示：在气流通过转捩带前其流动为稳定的层流，气流通过斜波发生器1时，产生三维T-S波；通过亚谐斜波发生器2时生成2倍扰动波长信号，其信号与三维T-S基本波发生亚谐共振，使进气道边界层提前转捩，消除或极大减小了边界层的分离区。
例1：本发明在航天空气动力技术研究院进行了试验证明，并与带湍流模型的数值计算结果进行了比对。具体试验为我院自主设计的超燃冲压发动机二元三楔进气道，来流马赫数为6。根据本文前面所述实施方式，确定出本发明所述转捩带的尺寸及安装位置。斜波发生器粘贴在距进气道前体前缘42mm处，该处边界层流动状态为层流。本次试验取斜波发生器“锯齿”型齿高为2mm，则亚谐斜波发生器“锯齿”型齿高即为4mm。本次试验取两者齿间距为2倍斜波发生器齿高，即4mm，同时取两者“锯齿”型角度为90°。通过数值计算得出该处的边界层厚度约为1mm，考虑到黏合剂的厚度影响，斜波发生器和亚谐斜波发生器厚度定为0.1mm。转捩带材料为铝合金，采用耐高温黏合剂粘贴。
图4给出了风洞试验纹影照片。可以看出，未加人工转捩带前进气道入口出现弓形激波，进气道已堵塞；加人工转捩带后进气道正常起动。
图5给出了进气道对称面壁面压力系数分布曲线。可以看出，未加本发明所述人工转捩带以前，进气道入口附近发生了明显的分离，发生堵塞；加入人工转捩带以后，原来的分离区消失，进气道正常起动，其分布规律与数值计算结果吻合的很好。图6给出了进气道出口波后总压分布，可以看出加入本发明所述人工转捩带后，其总压恢复迅速提高，总压恢复系数达到0.5左右，且与数值分析结果吻合的很好。
综上所述，本发明能够有效诱发超燃冲压发动机进气道流动转捩，使流动进入湍流流动状态，能够有效的抑制超燃冲压发动机进气道边界层分离，在很大程度上提升进气道性能。本发明所述超燃冲压发动机进气道壁面边界层“锯齿”型人工转捩带制作工艺简单，安装方便，是一种有前途的超燃冲压发动机人工转捩方式，具有广泛的科技用途。

Claims (4)

1.超燃冲压发动机进气道壁面边界层“锯齿”型人工转捩带，其特征在于：它由斜波发生器和亚谐斜波发生器组成，两者外形为“锯齿”型；斜波发生器和亚谐斜波发生器固定在进气道前缘附近，所处区域边界层状态为层流边界层，斜波发生器和亚谐斜波发生器的厚度均为H，齿尖所指的方向为当地迎风方向；斜波发生器和亚谐斜波发生器“锯齿”型的角度均为α，α在80°～110°之间；斜波发生器“锯齿”型齿高为D1；亚谐斜波发生器位于斜波发生器的后方，其“锯齿”型齿高为D2；斜波发生器与亚谐斜波发生器的齿尖间距L为n倍的斜波发生器“锯齿”型齿高，n＝2、3、4。
2.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机进气道壁面边界层“锯齿”型人工转捩带，其特征在于：所述斜波发生器和亚谐斜波发生器的厚度H均不超过当地边界层厚度。
3.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机进气道壁面边界层“锯齿”型人工转捩带，其特征在于：斜波发生器“锯齿”型齿高D1为1～20mm。
4.根据权利要求1所述的超燃冲压发动机进气道壁面边界层“锯齿”型人工转捩带，其特征在于：亚谐斜波发生器“锯齿”型齿高为2D1。
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