一种激波/边界层干扰控制器的制作方法

1.本发明涉及超声速流动控制技术领域，特别是针对入射激波诱导的湍流边界层分离流场的控制。


背景技术：

2.高超声速进气道是超燃冲压发动机的重要组成部分之一，其需要能够在极其有限的时间和空间尺度内完成对高速来流的冲压作用，并为其后的燃烧室提供总压尽可能高，气流分布尽可能均匀的空气。进气道对来流的冲压效果主要通过激波结构完成。
3.而前体机身和压缩面上不可避免地产生边界层，一旦激波/边界层干扰诱发流动分离，边界层厚度急剧增加，同时会对主流造成显著影响并形成极其复杂的波系结构，往往伴随着分离激波、剪切层、膨胀波以及再附压缩波系结构。快速增厚的边界层以及额外的激波压缩使进气道气动性能大幅降低，甚至造成内流道流动壅塞，进而陷入不起动状态，最终导致飞行器推进系统性能恶化。
4.为了实现对激波/边界层干扰流动的控制，目前最主流的方案是在分离区壁面上增加边界层泄流或主动吹气装置。边界层泄流是通过将近壁处的低能流体泄出以提高边界层的抵抗逆压强梯度的能力并减小激波后的压比，从而减小分离包尺度，但会造成一定的流量损失和总压损失。而主动吹气装置是将外部高能流体注入边界层，改变边界层内的速度分布从而提高边界层的抗分离能力，但很难找到稳定的外部高压气源。


技术实现要素：

5.本发明提供了一种激波/边界层干扰控制器，目的是减小强入射激波/边界层干扰诱导分离包造成的流动损失。
6.为实现上述目的，本发明提供了如下方案：
7.一种激波/边界层干扰控制器，包括激波发生器楔面、平板；所述激波发生器楔面与平板之间形成内通道；所述平板内部设有回流通道，该回流通道包括沿内通道延伸方向而延伸的主流道、自主流道前端弯折延伸并与内通道连通的前连接流道、自主流道后端弯折延伸并与内通道连通的后连接流道；所述前连接流道自主流道前端弯折向后倾斜延伸直至与内通道连通；后连接流道自主流道后端弯折向前倾斜延伸直至与内通道连通；所述前连接流道内设有涡流发生器；所述后连接流道与内通道连接处设有泄流缝。
8.进一步的，所述涡流发生器包括若干成对存在的翅片，且成对的翅片呈“八”字形对称布置以使高压流体喷出时产生旋涡结构。
9.进一步的，当来流在激波发生器楔面作用下在内通道内产生入射激波，并在内通道靠近平板处产生湍流分离包以及自湍流分离包向激波发生器楔面下游延伸的分离激波面，所述泄流缝布置在湍流分离包再附站位下游，用以捕获此区域内的高压气流。湍流边界层受逆压力梯度从平板分离后，受外部波系结构影响，流动会重新附着于近壁，再附站位指的是流动再附时的流向位置。一般地，此处压强显著大于来流静压，并伴随有强逆压力梯
度。经验证，泄流缝布置在再附站位下游能够获得最佳控制效果。
10.进一步的，泄流缝为一条或多条，布置在湍流分离包再附站位下游l
2x
处，满足l
2x
≤0.2l
ref
，泄流缝的流向长度l2与当地的高静压区流向长度相当，满足0.05l
ref
≤l2≤0.15l
ref
，其中，l
ref
是无控制手段下原始分离包的长度。
11.进一步的，前连接流道倾斜延伸方向与平板表面形成夹角α1；后连接流道倾斜延伸方向与平板表面形成夹角α2；35
°
≤α1≤55
°
；35
°
≤α2≤55
°
。
12.进一步的，翅片状涡流发生器，与分离激波面上游的平板壁面相交；所述分离激波面产生位置到前连接流道之间的距离为l
1x
，满足0.5l
ref
≤l
1x
≤l
ref
。
13.进一步的，回流通道的最大宽度为d，满足0.6l2≤d≤2l2。
14.进一步的，涡流发生器底面与平板平行；涡流发生器占据的总流向长度为l1，满足0.3l2≤l1≤1.2l2，每个翅片与水平方向的夹角为β1，满足20
°
≤β1≤40
°
，每个通道的宽度为d1，相邻翅片间的最小距离为l3，满足d1≤0.1l
ref
，2d1≤l3≤0.3l
ref
。
15.进一步的，应用于飞行器进气道，所述激波发生器楔面为进气道唇罩；所述平板为进气道内壁。
16.本发明技术方案的有益效果如下：
17.因为入射激波的存在，湍流分离包下游的压强会显著高于分离激波面上游的压强，也就是来流静压，导致回流通道内的静压差升高，从泄流缝处进入回流通道内的高压流体从涡流发生器处喷出，受涡流发生器的型面作用从而产生旋涡结构，该旋涡结构沿着流向发展的同时会将高能主流卷入湍流分离包，向其做输运功。一方面，部分边界层内的低能量气流从泄流缝流出有助于改善边界层内的速度分布，减小主流中的总压损失；另一方面，涡流发生器产生的旋流能够将主流中的能量输送到湍流分离包内，抑制分离并减小流动损失。这两方面的因素共同作用能够显著使流过分离包的总压损失减小。
附图说明
18.图1是本发明提供的激波/边界层干扰控制器三维轴测图。
19.图2是本发明提供的激波/边界层干扰控制器二维尺寸示意图，其中上图为正视图，下图为俯视图。
20.图3是本发明提供的激波/边界层干扰控制器具体应用实例基准方案流谱。
21.图4是本发明提供的激波/边界层干扰控制器具体应用实例控制方案流谱。
具体实施方式
22.如图1所示，本发明提供的激波/边界层干扰控制器包括激波发生器楔面1、平板2；所述激波发生器楔面1与平板2之间形成内通道3。当该激波/边界层干扰控制器应用于飞行器进气道结构时，所述激波发生器楔面1为进气道唇罩；所述平板2为进气道内壁。当来流在激波发生器楔面1作用下向内通道3内产生入射激波7，并在内通道3靠近平板2处产生湍流分离包8以及自湍流分离包8向激波发生器楔面1下游延伸的分离激波面9。
23.所述平板2内部设有回流通道4，该回流通道4包括沿内通道延伸方向而延伸的主流道41、自主流道41前端弯折延伸并与内通道3连通的前连接流道42、自主流道41后端弯折延伸并与内通道3连通的后连接流道43。所述前连接流道42自主流道41前端弯折向后倾斜
延伸直至与内通道3连通；而后连接流道43自主流道41后端弯折向前倾斜延伸直至与内通道3连通。在本实施方式中，如图2所示，前连接流道倾斜延伸方向与平板表面形成夹角α1；后连接流道倾斜延伸方向与平板表面形成夹角α2；35
°
≤α1≤55
°
；35
°
≤α2≤55
°
。回流通道的最大宽度为d，满足0.6l2≤d≤2l2。
24.如图1及图2所示，所述前连接流道42内设有涡流发生器5；所述后连接流道43与内通道3连接处设有泄流缝6。泄流缝为一条或多条，布置在湍流分离包再附站位下游l
2x
处，满足l
2x
≤0.2l
ref
，泄流缝的流向长度l2与当地的高静压区流向长度相当，满足0.05l
ref
≤l2≤0.15l
ref
，其中，l
ref
是无控制手段下原始分离包的长度。
25.如图2所示，所述涡流发生器包括若干成对存在的翅片，且成对的翅片呈“八”字形对称布置以使高压流体喷出时产生旋涡结构。该翅片状涡流发生器与分离激波面上游的平板壁面相交；所述分离激波面产生位置到前连接流道之间的距离为l
1x
，满足0.5l
ref
≤l
1x
≤l
ref
。涡流发生器底面与平板平行；涡流发生器占据的总流向长度为l1，满足0.3l2≤l1≤1.2l2，每个翅片与水平方向的夹角为β1，满足20
°
≤β1≤40
°
，每个通道的宽度为d1，相邻翅片间的最小距离为l3，满足d1≤0.1l
ref
，2d1≤l3≤0.3l
ref
。
26.下面结合一种具体构型，对所述激波/边界层干扰控制器效果进行展示：
27.来流马赫数ma0＝3，静压p0＝6998pa，静温t0＝107k，基于边界层厚度的雷诺数约为1.83
×
105，激波发生器偏转角为13
°
，流道的内收缩比(进口面积/出口面积)约为1.47。无控制方案和控制方案的流动图谱分别见图3和图4，控制方案的关键几何参数见表1，控制方案与基准方案分离包下游同一站位的总压恢复系数对比见表2。可以看出，采用所述控制器对入射激波/边界层干扰进行控制后，从展向截面上可以看出，涡流发生器下游出现了明显的旋涡结构，分离包形态也发生了改变。并且分离包下游相同流向站位截面上的总压恢复系数提高了1.9％，这表明所述激波/边界层干扰控制器在减少分离流动损失方面是有效的。
28.表1
29.l1l2l3α1α2β1h1d15mm10mm20mm4545309mm2.5mm
30.表2
[0031] 总压恢复系数原型76.1％控制方案78％
[0032]
本文中应用了具体个例对本发明的实现形式进行了阐释，意在说明本发明的核心思想以及其能够实现的具体控制效果，对于本领域内的一般技术人员，在应用本发明思想的前提下，其具体实现方式与应用范围上可能均有所改变，这些也应当视为本发明的保护范围。