CN109779760B - 高超声速进气道转捩片 - Google Patents
高超声速进气道转捩片 Download PDFInfo
- Publication number
- CN109779760B CN109779760B CN201910073684.0A CN201910073684A CN109779760B CN 109779760 B CN109779760 B CN 109779760B CN 201910073684 A CN201910073684 A CN 201910073684A CN 109779760 B CN109779760 B CN 109779760B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- air inlet
- transition piece
- transition
- inlet channel
- piece
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
Images
Landscapes
- Aerodynamic Tests, Hydrodynamic Tests, Wind Tunnels, And Water Tanks (AREA)
Abstract
高超声速进气道转捩片固定在进气道前体表面距进气道前缘一定位置处,齿尖指向来流,与来流方向垂直;锯齿形转捩片厚度h=0~0.2mm;锯齿形角度α=60°~120°;锯齿形齿高根据进气道压缩拐角处剪切层的流动失稳特性进行设计;锯齿形转捩片材料为熔点高于流场当地总温的材料;锯齿形转捩片使用耐高温黏合剂粘贴或使用其它方式固定于进气道前体表面。风洞试验和大涡模拟表明锯齿形转捩片能够在宽马赫数来流条件下有效触发进气道前体边界层转捩,使得边界层在进气道入口处进入湍流状态,进而抑制由进气道唇口反射激波与边界层干扰导致的流动分离,降低进气道总压损失,提高进气道性能。
Description
技术领域
本发明涉及一种高超声速进气道锯齿形转捩片,属于高超声速边界层流动控制技术领域。
背景技术
高超声速进气道是利用进气道压缩面产生的斜激波或等熵压缩波对来流进行压缩,从而对高超声速来流进行减速、增压和增温,达到满足燃烧室点火燃烧的要求。在高超声速进气道内部存在复杂的激波/边界层干扰,从地面及飞行试验来看,激波/边界层干扰会对进气道的工作及性能产生重要影响,特别是在边界层为层流时,在进气道唇口入射激波作用下很容易引起流动分离,使得进气道的捕获流量减小、总压恢复下降,严重时还会造成进气道不起动,导致飞行试验失败。
相对于层流边界层,湍流边界层可以很好地抑制由激波/边界层干扰导致的流动分离,能够保障进气道的安全工作并提高其性能。然而通过飞行试验发现,在实际飞行中进气道压缩面边界层通常为层流状态,这是由于在高空低湍流度来流及进气道强激波压缩、钝前缘熵层的共同作用下,高超声速进气道边界层流动会变得更加稳定,难以实现自然转捩。因此,必须通过在前体压缩面安装人工转捩装置来获得湍流,例如X-43A、X-51A、HIFiRE-5、Hyfly等高超声速飞行器的飞行试验中均使用了一种名为“涡流发生器”的人工转捩装置,其构形为沿前体压缩面展向布置的一排或几排具有一定间距的圆柱形、钻石形或斜坡形粗糙单元,这种涡流发生器能够在边界层内诱导出一系列沿流向运动的涡对,进而达到触发边界层转捩的目的。然而涡流发生器有效高度通常占当地边界层厚度的70%以上,属于一种强扰动,虽然转捩效率高,但同时也存在诸多气动问题:在边界层中会引起小激波,从而带来边界层内的总压损失,产生附加阻力,边界层位移厚度也随之增加,导致进气道的抗反压能力及总压恢复性能下降。在来流马赫数Ma=6条件下,研究表明,涡流发生器使进气道的质量加权总压和流量在隔离段出口处下降约3.5%,同时还面临突出的气动加热和气动防热问题,研究表明,对于斜坡形粗糙元,其热流最大值约为该处层流热流的17.6倍;钻石形粗糙元的最大热流约为层流的133.7倍;圆柱形粗糙元的最大热流约为层流的173.8倍。由此可见,涡流发生器在工程应用中还存在比较大的气动力热问题。
与涡流发生器触发边界层转捩的机理不同,在高超声速进气道研究中,中国航天空气动力技术研究院超燃冲压发动机团队基于亚谐共振原理研究设计了一种呈锯齿形的双片型人工转捩薄片,并将其应用于高超声速二元进气道前体边界层人工转捩,取得了显著效果,但是由于在不同来流马赫数下进气道压缩面的边界层失稳特性变化很大,使得一种设计方案往往难以兼顾宽范围来流的转捩需求,难以满足工程应用要求。
发明内容
本发明解决的技术问题:克服现有技术不足,提出一种单片型锯齿状人工转捩薄片,该转捩片在高效触发高超声速进气道边界层转捩的同时,具有低阻、低热流等技术优势。
本发明的技术原理:锯齿形转捩片可以在高超声速进气道边界层中诱发三维扰动波,三维扰动波在与进气道压缩拐角处剪切层相互作用后可出现类似于哥特涡的涡对结构,涡对结构在压缩拐角剪切层上部不断增强,导致流动失稳,在流动再附到壁面后流动失稳进一步加剧,诱导出马蹄涡结构进而快速触发边界层转捩,最终完全进入湍流。可以看出,本发明的技术原理不同于当前高超声速边界层人工转捩常用的涡流发生器,也不同于双片型锯齿形转捩片。
本发明的技术解决方案:高超声速进气道转捩片,其特征在于:转捩片呈锯齿形;锯齿齿尖指向来流方向并与来流方向垂直;转捩片在流场下游的形状不作特殊要求;转捩片厚度h=0~0.2mm;锯齿形角度α=60°~120°;转捩片布置在进气道前缘与第一级压缩拐角之间且距离进气道前缘一定位置处,用于产生三维扰动波;锯齿形齿高根据进气道压缩拐角处的剪切层流动失稳特性进行设计;转捩片宽度与进气道同宽;转捩片的材料为熔点高于流场当地总温的金属或非金属材料;锯齿形转捩片使用耐高温黏合剂粘贴在进气道表面、或与进气道一体加工、或在进气道表面直接刻线。
本发明与现有技术相比有益效果为:
单片型锯齿形转捩片在转捩机理上不同于常规的涡流发生器,也不同于基于亚谐共振原理的双片型锯齿形转捩片,其技术优势主要表现为以下方面:
(1)与涡流发生器相比,锯齿形转捩片结构简单,安装、使用方便。由于其厚度比涡流发生器小一个量级,因此对进气道流场的干扰很小,不会给进气道性能带来任何附加损失,具有低阻、低热流的优点。
(2)与双片型转捩片相比,单片型转捩片可在宽马赫数范围内具有较高的转捩效率。双片型锯齿形转捩片是根据当地流场边界层的流动失稳特性(二维失稳波)进行设计的,在不同来流马赫数下由于边界层失稳特性变化很大,一种设计方案往往难以兼顾宽范围来流的转捩需求,使其难以满足工程应用要求。单片型转捩片是根据进气道压缩拐角处剪切层的流动失稳特性(三维失稳波)进行设计,稳定性分析表明:三维失稳波具有比二维失稳波更宽的频率范围和更大的增长率,这使得单片型转捩片可以在更宽的速域内有效触发边界层转捩。风洞试验表明,一种单片型转捩片构型方案可在来流马赫数Ma=5、6时有效触发进气道压缩面边界层转捩。高精度大涡模拟表明,一种单片型转捩片构型方案在来流马赫数Ma=4.5、5、6时可以有效触发进气道压缩面边界层转捩。
附图说明
图1为本发明的结构俯视图;
图2为本发明在进气道上的安装图;
图3为Ma=5、Ma=6条件下未安装锯齿形转捩片的进气道风洞试验波系纹影(进气道不起动);
图4为分别Ma=5、Ma=6条件下安装锯齿形转捩片的进气道风洞试验波系纹影(进气道起动);
图5为大涡模拟计算得到的Ma=4.5时边界层转捩涡系结构;
图6为大涡模拟计算得到的Ma=5时边界层转捩涡系结构;
图7为大涡模拟计算得到的Ma=6时边界层转捩涡系结构。
具体实施方式
如图1、图2所示,本发明转捩片为单片型,转捩片锯齿形齿尖指向流场上游,转捩片在流场下游的形状不作特殊要求;转捩片厚度选取范围h=0~0.2mm;锯齿形角度选取范围α=60°~120°。
转捩片齿尖布置在距离进气道前缘一定位置处,其锯齿形齿高根据进气道压缩拐角剪切层的流动失稳特性进行设计,通过三维流动稳定性(3D-LPSE)分析得出使剪切层失稳的扰动波展向波长λ,根据关系式c=λ/2/tan(α/2)计算出转捩片齿高。
转捩片材料为铝合金、铁等熔点高于流场当地总温的金属材料或非金属材料,其安装方式可使用耐高温黏合剂粘贴或使用其它方式固定在进气道表面。
实施例
例1:本发明在中国航天空气动力技术研究院的FD-07风洞中进行了试验验证,试验来流马赫数Ma=5、6。根据本文前面所述实施方式,确定出本发明所述锯齿形转捩片的尺寸及安装位置。转捩片齿高c=4mm;锯齿形角度α=90°;转捩片厚度h=0.1mm;转捩片粘贴位置至进气道前缘距离s=40mm,转捩片由铝合金材料切割而成,采用耐高温黏合剂粘贴于进气道表面。
图4给出了风洞试验纹影照片。可以看出,未粘贴转捩片前(自然转捩)进气道入口处出现弓形激波,说明由进气道唇口入射激波与层流边界层干扰导致边界层出现了严重流动分离,进气道未能正常起动;粘贴转捩片后,在转捩片作用下边界层由层流转捩为湍流,激波/边界层干扰减弱,进气道正常起动。
图5、图6、图7给出了马赫数Ma=4.5、5、6时锯齿形转捩片触发边界层转捩的大涡模拟结果。可以看出,大涡模拟清晰再现了风洞试验来流条件下锯齿形转捩片触发边界层转捩的全过程,与风洞试验中高超声速进气道的起动特性具有一致性。
综上所述,本发明的单片型锯齿形转捩片能够有效触发高超声速进气道边界层转捩,使边界层在进气道入口前进入湍流状态,进而有效抑制由激波/边界层干扰导致的流动分离,大大提升进气道性能。本发明所述高超声速进气道锯齿形转捩片制作工艺简单,安装方便,是一种有前途的高超声速人工强制转捩技术,具有广泛的科技用途。
本发明并不仅仅限于说明书和实施方式中所列运用,可以被应用于各种适合本发明的领域,对于熟悉本领域的人员而言,很容易实现另外的修改,因此在不背离权利要求及等同范围所限定的一般概念下,本发明并不限于特定的细节和这里示出与描述的图例。本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。
Claims (7)
1.高超声速进气道转捩片,其特征在于:所述的转捩片为单片型,呈锯齿形,其厚度h=0~0.2mm,转捩片安装在进气道前体表面且位于前缘与压缩拐角之间;所述的转捩片齿高通过下述方式进行确定:首先计算出进气道压缩拐角处的剪切层流场,再通过三维流动稳定性分析得出使剪切层失稳的三维扰动波展向波长λ,则转捩片的齿高c=λ/2/tan(α/2) ;所述的α为锯齿角度;所述的锯齿形转捩片齿尖指向来流方向。
2.根据权利要求1所述的高超声速进气道转捩片,其特征在于:所述转捩片的锯齿角度α=60o~120o。
3.根据权利要求1所述的高超声速进气道转捩片,其特征在于:所述的锯齿形转捩片的宽度与所处位置处进气道展向宽度相同。
4.根据权利要求1所述的高超声速进气道转捩片,其特征在于:转捩片材料为熔点高于流场当地总温的材料。
5.根据权利要求1所述的高超声速进气道转捩片,其特征在于:转捩片使用耐高温黏合剂粘贴在进气道表面。
6.根据权利要求1所述的高超声速进气道转捩片,其特征在于:转捩片与进气道一体加工。
7.根据权利要求1所述的高超声速进气道转捩片,其特征在于:转捩片在进气道表面直接刻线,此时转捩片对应厚度h=0。
Priority Applications (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201910073684.0A CN109779760B (zh) | 2019-01-25 | 2019-01-25 | 高超声速进气道转捩片 |
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
CN201910073684.0A CN109779760B (zh) | 2019-01-25 | 2019-01-25 | 高超声速进气道转捩片 |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
CN109779760A CN109779760A (zh) | 2019-05-21 |
CN109779760B true CN109779760B (zh) | 2021-02-09 |
Family
ID=66501327
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
CN201910073684.0A Active CN109779760B (zh) | 2019-01-25 | 2019-01-25 | 高超声速进气道转捩片 |
Country Status (1)
Country | Link |
---|---|
CN (1) | CN109779760B (zh) |
Families Citing this family (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN110552786B (zh) * | 2019-09-18 | 2020-06-19 | 南京航空航天大学 | 具有锯齿状唇口的超声速轴对称进气道及设计方法 |
CN113788151A (zh) * | 2021-08-26 | 2021-12-14 | 厦门大学 | 一种基于宏观孔隙结构的高超声速进气道强制转捩方法 |
CN113704895B (zh) * | 2021-10-22 | 2022-10-18 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种抑制Görtler涡二次失稳的装置及方法及存储介质 |
CN114169267B (zh) * | 2022-02-11 | 2022-04-19 | 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所 | 一种熵层特征值的快速查找方法 |
Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN101318553A (zh) * | 2008-05-28 | 2008-12-10 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种机翼流动控制装置 |
CN106507869B (zh) * | 2006-04-03 | 2011-08-24 | 中国航天空气动力技术研究院 | 超燃冲压发动机进气道壁面边界层“锯齿”型人工转捩带 |
CN108304598A (zh) * | 2017-08-08 | 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及设计方法 |
CN108303229A (zh) * | 2017-08-08 | 2018-07-20 | 北京空天技术研究所 | 一种带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估装置及方法 |
Family Cites Families (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US8939410B2 (en) * | 2013-02-06 | 2015-01-27 | Reginald J Exton | Boundary layer flow disruptors for delaying transition to turbulent flow |
-
2019
- 2019-01-25 CN CN201910073684.0A patent/CN109779760B/zh active Active
Patent Citations (4)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CN106507869B (zh) * | 2006-04-03 | 2011-08-24 | 中国航天空气动力技术研究院 | 超燃冲压发动机进气道壁面边界层“锯齿”型人工转捩带 |
CN101318553A (zh) * | 2008-05-28 | 2008-12-10 | 中国航天空气动力技术研究院 | 一种机翼流动控制装置 |
CN108304598A (zh) * | 2017-08-08 | 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及设计方法 |
CN108303229A (zh) * | 2017-08-08 | 2018-07-20 | 北京空天技术研究所 | 一种带强制转捩装置的高速飞行器进气道性能评估装置及方法 |
Non-Patent Citations (2)
Title |
---|
基于T-S波谐频共振的超燃进气道边界层转捩;赵俊波等;《航空动力学报》;20101130;第25卷(第11期);第2420-2424页 * |
新型高超声速进气道边界层人工转捩方法研究;张红军等;《实验流体力学》;20160430;第30卷(第2期);第75-78页 * |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CN109779760A (zh) | 2019-05-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
CN109779760B (zh) | 高超声速进气道转捩片 | |
CN112945508B (zh) | 一种超跨音速平面叶栅可变喷管装置 | |
Gazley Jr | Boundarv-Layer Stability and Transition in Subsonic and Supersonic Flow | |
Bellows et al. | Heat transfer downstream of a leading edge separation bubble | |
Pour Razzaghi et al. | Controlling flow separation over a curved ramp using vortex generator microjets | |
Lee et al. | Simulation of icing on a cascade of stator blades | |
Zhang et al. | Formation process of water film and performance effect on compressor stage | |
Casarsa | Aerodynamic Performance Investigation of a Fixed Rib-roughened Cooling Passage | |
Kumar et al. | Use of artificial roughness to enhance heat transfer in solar air heaters-a review | |
Viets et al. | Boundary layer control by unsteady vortex generation | |
Qi et al. | Numerical study of mixed phase ice accumulation in aero-engine inlet system | |
CN113027613B (zh) | 基于等离子体合成射流的超声速混压式进气道启动装置 | |
CN112343666B (zh) | 一种应用于涡轮叶片尾缘半劈缝的波纹型肋导流结构 | |
Ball et al. | An investigation of the effect of suction on hypersonic laminar boundary-layer separation. | |
Kumar et al. | Analysis on optimal thermohydraulic performance of solar air heater having multiple V-shaped wire rib roughness on absorber plate | |
CN108304602A (zh) | 高速飞行器钻石型强制转捩装置设计方法及装置 | |
Gai et al. | Pressure distributions behind a rearward facing segmented step | |
Benser | Analysis of part-speed operation for high-pressure-ratio multistage axial-flow compressors | |
Maccallum et al. | The effect of boundary layer changes due to transient heat transfer on the performance of an axial-flow air compressor | |
Birajdar et al. | Performance analysis of new airfoils and blade for a small wind turbine | |
CN112855281B (zh) | 基于2.5d编织陶瓷基复合材料的台阶气膜冷却孔及其设计方法 | |
Ji et al. | Influence of Circumferential Uneven Inlet Conditions on the Aerodynamic Performance of Turbine Stator | |
Xu et al. | An experimental investigation on the near-field turbulence for an airfoil with trailing-edge serrations by using 3-D hot-wire | |
Ning et al. | Study on electrothermal anti-icing system of engine inlet flow guide vane with different heating mode | |
Rehill et al. | Identifying turbulent spots in transitional boundary layers |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PB01 | Publication | ||
PB01 | Publication | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
GR01 | Patent grant | ||
GR01 | Patent grant |