动态反压作用下激波串振荡机理及其周期性射流相位控制研究

Inlet unstart often results in catastrophic failure of the hypersonic vehicles, and its flow control is one of the most challenging problems in the field of hypersonic propulsion in the world. Considering the difficulties that the flow control of hypersonic inlet unstarts face with, a scientific hypothesis that the hypersonic inlet unstarts can be controlled by suppressing the shock train oscillation before the inlet unstarts occur has been made. Aimed at validating the hypothesis, unsteady simulations and experimental researches in combination with Fast Fourier Transformation and correlation analysis will be utilized to study the mechanism of shock train oscillation within the hypersonic inlet under dynamic back pressure. The mechanism of controlling the shock train oscillation by accurately controlling the shock train system’s phase with periodic jets excitation will be explored.Finally,the hypothesis will be validated. The research will work out the effects of shock train oscillation on the inlet unstart,providing a new approach for hypersonic inlet unstart flow control.

进气道不起动给高超声速飞行器带来巨大危害，其流动控制是当前国际高超声速推进领域最具挑战性的问题之一。针对目前高超声速进气道不起动流动控制存在的困难，本项目提出通过抑制不起动前的激波串振荡来控制进气道不起动的科学假说。以该假说为主线，本项目拟采用非定常数值模拟和风洞实验手段、结合频谱分析和相关性分析等方法，研究动态反压作用下高超声速进气道-隔离段激波串振荡机理，探索采用周期性射流激励精确控制激波串动态系统相位、抑制激波串振荡的流动控制机理，验证抑制激波串振荡控制高超声速进气道不起动的科学假说。研究将揭示不起动前激波串振荡对进气道不起动的影响机制，为高超声速进气道不起动流动控制提供新思路。

为了研究燃烧导致的激波串运动规律，探索其控制方法与预测方法，本项目开展了四个方面的研究:（1）动态反压下激波串振荡机理；（2）动态反压下激波串前缘探测方法；（3）周期性射流抑制激波串振荡的机理；（4）研究抑制激波串振荡对进气道不起动的影响。重要结果如下：（1）在动态反压下的激波串振荡机理方面，研究发现动态反压下激波串振荡呈现出受迫振荡特征，国内外现有的激波串前缘探测方法不再适用；（2）在激波串前缘探测方法方面，我们引入模态正交分解和动态模态分解理论，建立了高超声速进气道-隔离段时变/非时变流场的实时预测方法与程序代码，研究表明，该方法可在秒的时间量级内准确预测进气道-隔离段内部激波串等复杂流场结构及运动规律；（3）在激波串振荡的流动控制方面，我们开展了采用周期性射流来控制激波串振荡的研究，结果表明，最佳控制方式为对唇口反射激波进行控制，通过控制唇口反射激波，可抑制激波串振荡。（4）在进气道不起动的流动控制方面，研究发现，抑制激波串振荡可以有效防止进气道不起动、拓宽进气道工作包线，从而证实了本项目科学假设的正确性和可行性。