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1、2009年4月推进技术Apr12009第30卷第2期JOURNALOFPROPULSIONTECHNOLOGYVol130No12*超声速进气道喉部附面层抽吸12112严红明,钟兢军,韩吉昂,冯子明,于洋(1.哈尔滨工业大学能源科学与工程学院,黑龙江哈尔滨150001;2.大连海事大学轮机工程学院,辽宁大连116026)摘要:为研究超声速进气道喉部之后流场激波附面层干扰,采用FLUENT软件模拟了单楔角进气道在设计工况下流动情况。通过分析,提出进气道喉部抽吸。计算了三种抽吸缝大小下进气道喉部之后流场,计算结果表明,喉部抽吸能使激波稳定于喉部,通过抽吸能改善喉部之后流场状况
2、,提高进气道性能,少量抽气不改变流场结构,加大抽气量,使喉部之后激波串转变成正激波,正激波之后流场不分离,进气道出口性能参数提高显著。+关键词:超音速进气道;边界层;干扰;激波;抽吸中图分类号:V2351213文献标识码:A文章编号:1001-4055(2009)02-0175-07Researchonboundary-layersuctioninthethroatofsupersonicinlet12112YANHong-ming,ZHONGJing-jun,HANJ-iang,FENGZ-iming,YUYang(1.SchoolofEnergyScienceandE
3、ngineering,HarbinInst.ofTechnology,Harbin150001,China;2.MarineEngineeringCol.l,DalianMaritimeUniv.,Dalian116026,China)Abstract:Toinvestigateshock/turbulentboundary-layerinteractionafterthethroatofthesupersonicinlet,thecom-mercialCFDsoftwareFLUENTwasexploitedtosimulatetheflowfieldofthesing
4、lewedgecompressionsupersonicinletatthedesignpoint.Byanalyzingtheflowlossmechanism,boundarylayersuctionmethodatthethroatofthesupersonicinletwasin-troduced,andtheflowfieldsofinletwiththreekindsofsuctionslotdimensionweresimulated.Thesimulationresultsindicatethatboundarylayersuctioninthroatca
5、nfixtheshockinthethroatanditformsastableflowfield.Itcanimprovetheinletperformance.Lesssuctionmassflowratiowillnotchangethestructureoftheflowfield.Byincreasingsuctionmassflow,theshocktrainafterthethroatwillturntoanormalshock.Asthereisnoseparationafterthenormalshock,theflowfieldissta-ble.++
6、Keywords:Supersonicinlet;Boundarylayer;Interference;Shockwave;Suction[6]动机工作。然而国内只有少量文献研究了喉部之1引言后附面层抽吸对进气道性能的影响规律,结果表明,冲压发动机进气道的实际流动情况相当复杂,不喉部之后抽吸对进气道总压恢复提高幅度较小。国仅以粘性流动为主,而且存在大量激波-激波、激波-外有通过附面层抽吸控制激波附面层干扰、通过微阵[1,2]附面层之间的相互作用。目前,国内大部分研究列的吹气以及通过小斜坡实现反向涡抑制激波附面[7~9]都是侧重于优化配置进气道喉部之前的波系结构以层分离,而
7、喉部之后流场控制研究也相对较少。及喉部之前激波与附面层干扰及附面层抽吸研本文提出对进气道喉部附面层进行抽吸,通过对不同[3~5]究,而喉部之后气流由超声速减为亚声速,正激抽吸缝大小情况下进气道流场的数值模拟,研究了进波与附面层相互干扰,流动和损失机理比较复杂,对气道性能随抽吸流量的变化规律,分析了喉部抽吸对进气道总压损失有重要影响;同时,喉部之后激波位进气道喉部之后流场波系结构的影响规律。喉部抽置的不稳定,使进气道出口压力产生脉动,不利于发吸使喉部之后波系稳定于喉部,能显著提高出口总压*收稿日期:2008-01-09;修订日期
