一种改善高超声速进气道自起动性能的封闭式流场控制新概念及验证

In order to improve the self-start performance and extend the work range of hypersonic inlet, a new concept of flow control is put forward in this project.The reverse pressure at the seperate bubble is caused when the inlet is in unstart.A secondary channel from after seperate bubble to before seperate bubble ,which can drop greatly self-start Mach number of the inlet,will be designed. To bulid flow control channel and analyze the mechanism of flow control,flow characteristics of unstarted inlet is to study by numerical simulation. The investigation of the unstarted inlet flow structures change mechanism with different location and geometry parameters of the channel will be performed.The key designed parameter of the channel and its available value range will be obtained. Combined with an two-dimensional hypersonic inlet, this concept will be validated by the wind tunnel experiment.The results of this project can be apply to airbreathing hypersonic vehicle especially missile.

为改善高超声速进气道的自起动性能，拓宽进气道的工作马赫数范围，本项目提出一种封闭式流场控制新概念，利用进气道不起动时进口附近分离包前后的压力差构建一个从内通道进口至前体的封闭式流动控制通道，初步研究发现可大幅度降低进气道的自起动马赫数。通过分析高超声速进气道不起动时的流场特征构建封闭式流场通道；通过非定常的数值仿真研究示封闭式流动通道改善不起动流场的流场控制机理；利用数值仿真方法研究流场控制通道的安装位置、型面参数等对不起动流场改善的影响规律，提炼出改善进气道自起动性能的流场控制关键设计参数；将流场控制器与高超声速二元进气道进行耦合设计，并对典型状态开展高速风洞试验验证。所获得的研究成果将为我国吸气式高超声速飞行器尤其是高超声速巡航导弹的进气道研究提供技术储备。

为改善高超声速进气道低马赫数下自起动能力,拓宽进气道工作马赫数范围，提出一种回流通道封闭式自动流场控制方案，并采用数值模拟与风洞试验相结合的方法对不带/带回流通道进气道自起动过程、流场变化特征及气动性能开展了研究。. 首先，完成了二元高超声速进气道的几何型面设计，通过数值仿真分析了进气道不起动/起动流场特征，结果表明：不同工作状态下，进气道呈现出截然不同的流态特征，进气道入口前压缩面内静压分布规律发生显著变化。借助于进气道不起动流场中分离诱导激波前后静压差，提出了一种回流通道流场控制概念。. 然后，采用定常数值仿真方法对回流通道典型几何参数影响进气道流场特性和气动性能进行分析，揭示了回流通道改善流场特性的机理、获得了回流通道典型几何参数对进气道自起动性能的影响规律，并与不带回流通道进气道性能进行对比。结果显示：回流通道使进气道（内收缩比CR=1.6）自起动马赫数由Ma=4.7降低至Ma=3.6，进气道工作马赫数范围显著拓宽；回流通道进口位置对进气道自起动马赫数存在较大影响，但回流通道出口位置、回流通道宽度对进气道自起动马赫数几乎无影响；由于回流通道使进气道工作马赫数降低，因此低马赫数时，进气道性能有明显改善，而高马赫数下回流通道对进气道性能几乎不产生影响。. 最后,对不带/带回流通道进气道（内收缩比CR=2.0）开展三维计算域下的CFD仿真计算及典型状态下风洞试验。结果表明：Ma=5.0、0°攻角的来流条件下不带回流通道进气道未能起动，进气道入口处形成较大一个呈周期脉动的分离包。而带回流通道进气道在Ma=5.0、0°攻角时唇口处大分离包及诱导激波消失，进气道正常起动工作。且在4°、6°大攻角下，进气道起动流场仍能正常建立，说明带回流通道进气道的自起动马赫数显著低于马赫5.0，自起动能力有明显改善。. 本研究工作对宽马赫数范围工作的高超/超声速飞行器的进气道设计有重要的理论依据及技术支撑。