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《超聲速進(jìn)氣道喉部附面層抽吸》由會(huì)員上傳分享，免費(fèi)在線閱讀，更多相關(guān)內(nèi)容在行業(yè)資料-天天文庫(kù)。
1、2009年4月推進(jìn)技術(shù)Apr12009第30卷第2期JOURNALOFPROPULSIONTECHNOLOGYVol130No123超聲速進(jìn)氣道喉部附面層抽吸12112嚴(yán)紅明,鐘兢軍,韓吉昂,馮子明,于洋(1.哈爾濱工業(yè)大學(xué)能源科學(xué)與工程學(xué)院,黑龍江哈爾濱150001;2.大連海事大學(xué)輪機(jī)工程學(xué)院,遼寧大連116026)摘要:為研究超聲速進(jìn)氣道喉部之后流場(chǎng)激波附面層干擾,采用FLUENT軟件模擬了單楔角進(jìn)氣道在設(shè)計(jì)工況下流動(dòng)情況。通過(guò)分析,提出進(jìn)氣道喉部抽吸。計(jì)算了三種抽吸縫大小下進(jìn)氣道喉部之后流場(chǎng),計(jì)算結(jié)果表明,喉部抽吸能使激波穩(wěn)定于喉部,通過(guò)抽吸
2、能改善喉部之后流場(chǎng)狀況,提高進(jìn)氣道性能,少量抽氣不改變流場(chǎng)結(jié)構(gòu),加大抽氣量,使喉部之后激波串轉(zhuǎn)變成正激波,正激波之后流場(chǎng)不分離,進(jìn)氣道出口性能參數(shù)提高顯著。+關(guān)鍵詞:超音速進(jìn)氣道;邊界層;干擾;激波;抽吸中圖分類(lèi)號(hào):V2351213文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼:A文章編號(hào):100124055(2009)0220175207Researchonboundary2layersuctioninthethroatofsupersonicinlet12112YANHong2ming,ZHONGJing2jun,HANJi2ang,FENGZi2ming,YUYang(1.Sch
3、oolofEnergyScienceandEngineering,HarbinInst.ofTechnology,Harbin150001,China;2.MarineEngineeringColl.,DalianMaritimeUniv.,Dalian116026,China)Abstract:Toinvestigateshock/turbulentboundary2layerinteractionafterthethroatofthesupersonicinlet,thecom2mercialCFDsoftwareFLUENTwasexploit
4、edtosimulatetheflowfieldofthesinglewedgecompressionsupersonicinletatthedesignpoint.Byanalyzingtheflowlossmechanism,boundarylayersuctionmethodatthethroatofthesupersonicinletwasin2troduced,andtheflowfieldsofinletwiththreekindsofsuctionslotdimensionweresimulated.Thesimulationresul
5、tsindicatethatboundarylayersuctioninthroatcanfixtheshockinthethroatanditformsastableflowfield.Itcanimprovetheinletperformance.Lesssuctionmassflowratiowillnotchangethestructureoftheflowfield.Byincreasingsuctionmassflow,theshocktrainafterthethroatwillturntoanormalshock.Asthereisn
6、oseparationafterthenormalshock,theflowfieldissta2ble.++Keywords:Supersonicinlet;Boundarylayer;Interference;Shockwave;Suction[6]動(dòng)機(jī)工作。然而國(guó)內(nèi)只有少量文獻(xiàn)研究了喉部之1引言后附面層抽吸對(duì)進(jìn)氣道性能的影響規(guī)律,結(jié)果表明,沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣道的實(shí)際流動(dòng)情況相當(dāng)復(fù)雜,不喉部之后抽吸對(duì)進(jìn)氣道總壓恢復(fù)提高幅度較小。國(guó)僅以粘性流動(dòng)為主,而且存在大量激波2激波、激波2外有通過(guò)附面層抽吸控制激波附面層干擾、通過(guò)微陣[1,2]附面層之間的相互作
7、用。目前,國(guó)內(nèi)大部分研究列的吹氣以及通過(guò)小斜坡實(shí)現(xiàn)反向渦抑制激波附面[7～9]都是側(cè)重于優(yōu)化配置進(jìn)氣道喉部之前的波系結(jié)構(gòu)以層分離,而喉部之后流場(chǎng)控制研究也相對(duì)較少。及喉部之前激波與附面層干擾及附面層抽吸研本文提出對(duì)進(jìn)氣道喉部附面層進(jìn)行抽吸,通過(guò)對(duì)不同[3～5]究,而喉部之后氣流由超聲速減為亞聲速,正激抽吸縫大小情況下進(jìn)氣道流場(chǎng)的數(shù)值模擬,研究了進(jìn)波與附面層相互干擾,流動(dòng)和損失機(jī)理比較復(fù)雜,對(duì)氣道性能隨抽吸流量的變化規(guī)律,分析了喉部抽吸對(duì)進(jìn)氣道總壓損失有重要影響;同時(shí),喉部之后激波位進(jìn)氣道喉部之后流場(chǎng)波系結(jié)構(gòu)的影響規(guī)律。喉部抽置的不穩(wěn)定,使進(jìn)氣道出口壓
8、力產(chǎn)生脈動(dòng),不利于發(fā)吸使喉部之后波系穩(wěn)定于喉部,能顯著提高出口總壓3收稿日期:2008201209;修訂日期
