邊界層轉捩對高超聲速二元進氣道性能影響研究.pdf

1、本文針對一種考慮邊界層轉捩的高超聲速二元進氣道開展了型面幾何參數(shù)和來流參數(shù)對邊界層轉捩和進氣道性能影響的規(guī)律性研究。
　　首先，研究了壓縮角角度、壓縮面前緣鈍化半徑、壓縮面轉折處倒圓半徑和邊界層吸除槽高度等幾何參數(shù)對邊界層轉捩的影響規(guī)律，研究結果表明:1）壓縮角度越大，邊界層轉捩位置越靠前;2）隨著壓縮面前緣鈍化半徑的增大，邊界層轉捩位置整體上為先提前后延遲的變化趨勢;3）對壓縮面轉折處進行倒圓可以有效延遲邊界層轉捩位置，隨著倒圓

2、半徑增大，轉捩位置先略微前移，然后一直向后延遲;4）通過放大吸除槽高度，可以使邊界層轉捩位置向后延遲，當層流邊界層覆蓋整個壓縮面時，層流邊界層將在進氣道肩部受唇罩反射激波干擾發(fā)生轉捩。
　　其次，對來流馬赫數(shù)、來流湍流度和飛行高度對邊界層轉捩影響的規(guī)律性研究表明，隨著來流馬赫數(shù)的增大，邊界層轉捩位置逐漸向后延遲，而湍流度增大則會使轉捩位置提前。當飛行馬赫數(shù)—定時邊界層轉捩位置隨飛行高度的增加逐漸向后延遲。
　　最后，設計了一

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