基于可调频的振荡型Ramp式涡流发生器的进气道设计方法

基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道设计方法
技术领域
1.本发明属于超声速进气道设计领域，尤其涉及一种基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道设计方法。


背景技术：

2.随着航空航天技术的飞速发展，飞行器的飞行速度也在不断增加。近年来，为了满足未来空天一体飞行、高超声速民航运输等需求，马赫数0～6+级可水平起降的高超声速飞机及其组合推进技术已经成为当前国际航空航天领域的制高点之一。对于吸气式飞行器而言，进气道肩负着为发动机提供高品质气流的重任，因此对整个发动机乃至飞行器有着至关重要的作用。尤其是在采用组合动力的高超声速飞机中，为了适应极宽的飞行速域，进气道往往采用可调形式。而且可调进气道需要同时面对上游飞行来流的极宽速域和空域(马赫数0～6+、高度0～30km)，以及下游发动机的多个工作流道和工作模态(工作流道数≥2个，工作模态数≥3)，与此同时还肩负着组合动力模态转换的重任，故使得其复杂程度远远超过了传统飞行器进气道(马赫数0～2、高度0～20km；单一流道、单一模态)。为此，超声速可调进气道的设计参数、工作性能和运行能力对超声速飞机的几何尺寸、工作效率和工作包线有着决定性影响，其重要地位显著地超过了传统飞行器进气道。
3.进气道对来流的捕获和减速增压主要依靠激波系来实现，而在进气道吸入上游机体边界层的同时，其内部压缩面上的边界层也在不断发展，这便使得激波边界层干扰成为进气道中不可避免的一类流动现象。考虑到减小进气道外阻的需求，进气道唇罩内表面与自由来流之间的夹角不可过大，这就意味着经过前体压缩后的气流在唇罩处会面临较大的几何压缩角，在此处诱导的唇罩激波对压缩面侧的边界层施加的逆压力梯度往往远超当地边界层的分离极限，此时若设计不当，进气道口部将会出现明显的分离，进而导致进气道的工作状态偏离设计工况。在某些极端条件下，激波诱导的大尺度分离还会堵塞流道，引起进气道不起动，对飞行器的工作状态造成严重的影响。因此，以唇罩激波/边界层干扰为代表的入射激波/边界层干扰现象对超声速进气道的性能影响最为显著。此外，这类干扰往往发生于进气道内通道的上游，当地激波/边界层干扰所诱导出的复杂附加波系以及非定常扰动会向下游传播，并影响整个下游通道流场。综上所述，入射激波/边界层干扰现象是超声速进气道中的基础性问题。
4.针对此问题的进气道的设计方法包括以下几种常用方案：唇罩变化方案，将进气道内压段、喉道以及燃烧室设计为一整体，在实际应用中难以实现；边界层放气通过去除边界层内的低能流体，从而增强其抵抗逆压力梯度的能力，进而达到抑制分离的目的。但是边界层放气方法在取得控制效果的同时，不可避免的需要泄除一部分进气道捕获气流；微型斜坡式涡流发生器由于其高度仅有边界层厚度的10％～70％，在取得控制效果的同时，极大地减少了控制部件的附加阻力，吸引了研究者们的关注。
5.与其他流动控制技术相比，涡流发生器的主要优点是不需要额外的能量和质量供应，产生的流动旋涡可以在边界层中保持较长距离，且不容易因上升而离开边界层。但是，
从现有的研究结果来看，微型斜坡式涡流发生器只能在一定条件下有效地控制激波/边界层干扰，然而，实际超声速进气道内的流场非常复杂，定几何涡流发生器的控制能力远不能达到进气道的实际控制需求。显然，需要结合进气道的流动特点，进一步地发展出新形式的微型涡流发生器，提出新控制策略和控制方法，以实现对进气道内入射激波/边界层干扰的更好控制。


技术实现要素：

6.为解决上述问题，本发明提供了一种基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道设计方法。根据所设计进气道的波系结构以及经验公式，判断在不同来流马赫数下是否导致边界层分离；依据可调频的振荡型ramp式涡流发生器对激波边界层干扰的控制机理，给出了该涡流发生器尺寸和安装位置的选取准则；根据进气道入口不同的飞行马赫数和飞行攻角，可调频的振荡型ramp式涡流发生器可通过高频振荡从而诱导出高强度的振荡流向旋涡结构，诱导产生了边界层内更强的动量掺混效果，实现了对强激波边界层干扰的控制。
7.为实现以上目的，本发明基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道采用以下技术方案：
8.(1)进气道唇罩激波边界层干扰特性分析：
9.一种基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道，包括振荡型ramp式涡流发生器、进气道外压缩面、唇罩、进气道内通道表面、进气道侧壁、涡流发生器振荡轴、进气道的内通道、唇罩入射激波、反射激波、振荡型ramp式涡流发生器尾缘点、分离气泡前缘点、进气道唇罩激波无粘入射点、分离气泡、分离气泡尾缘点；所述唇罩位于内通道表面外侧，且唇罩与内通道表面形成进气道的内通道；所述可调频的振荡型ramp式涡流发生器放置于进气道的内通道表面，在唇罩激波无粘入射点上游一定距离，当分离对进气道的性能影响比较小时，涡流发生器嵌入内通道下表面保持壁面平坦；当分离对进气道的性能影响比较大时，所述涡流发生器可以通过可控的频率上下振荡。
10.基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道为二元超声速进气道，工作马赫数范围为0-3，进气道的内收缩比为1.7；其采用两级压缩斜面，两斜面的楔角为9
°
，两级唇罩压缩角度分别为11
°
与8
°
；进气道入口截面的边界层厚度为进气道入口高度h的1/15。
11.依据斜激波理论计算唇罩入射激波后的马赫数和压强，以及其反射激波波后的马赫数和压强。斜激波理论为当马赫数m0的超声速气流遇到物面且流动方向偏转δ(即物面楔角)时，会由物面转折的起始点发出一道斜激波，波面与转折前气流方向的夹角为斜激波波角β，由气流偏转角δ以及来流马赫数可求出斜激波波角β以及斜激波波后的马赫数m1。
12.同样，依据唇罩入射激波的强度和波前马赫数，采用自由干扰理论推导出的准则，表述为如下分离后压力与上游参数之间的关系，预测不同来流马赫数下进气道唇罩入射激波是否都会导致明显边界层分离。
[0013][0014]
其中，m0为唇罩入射激波的波前马赫数，p0为入射激波的波前静压，p1为反射激波
后的静压值，c
f，0
为壁面摩擦系数，γ为空气的绝热指数。
[0015]
(2)可调频的振荡型ramp式涡流发生器尺寸和安装位置的选取准则：
[0016]
所述的基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道，进气道入口内通道下表面排列的涡流发生器布置方向与超声速来流方向垂直。
[0017]
进一步的，所述可调频的振荡型ramp式涡流发生器中心线之间的间距s＝7.5hv(其中hv为涡流发生器高度)。
[0018]
进一步的，所述可调频的振荡型ramp式涡流发生器沿展向布置在进气道的两侧壁之间。
[0019]
进一步的，所述振荡型ramp式涡流发生器基本构型与经典的anderson型斜坡式涡流发生器一致，涡流发生器半顶角ap为24
°
，底部为等腰三角形，涡流发生器厚度d为0.5mm，斜坡弦长c＝7.2hv,涡流发生器以一定的频率绕振荡轴上下摆动(参见图5)。
[0020]
进一步的，所述可调频的振荡型ramp式涡流发生器下游增加的动量通量的发展通过以下方法度量。通过计算分离区大小与动量通量e之间的相关系数r，得到精确的值，在距离壁面高度y＝0.43δ左右，相关系数r有一个明显的最大值；最后通过以下公式可以得出在高度y＝0.43δ左右(使用高度y＝0.43δ是因为分离气泡对高度为43％δ处的动量通量最敏感，即相关系数r最大)，涡流发生器需要x＝5.7δ的固定长度，以允许边界层充分混合从而在近壁区域注入最大的动量；δ为边界层厚度；
[0021][0022]
其中，x为下游距涡流发生器尾缘的距离，e(x)为涡流发生器下游不同流向位置的动量通量的大小，u为有涡流发生器的速度，u
clean
为无涡流发生器的速度，u
∞
为远前方来流速度。
[0023]
进一步的，由上述公式中e(x)与x的关系可知：x/δ＝5.7前为边界层充分混合区域，高动量流体通过流向旋涡向表面输送，动量通量e有增加的趋势；x/δ＝5.7后有长度为3.8δ的平台区域，动量通量e变得近似恒定；以及在x/δ＝9.5处明显的激波冲击区域(对应于距离无粘入射位置上游约7.8δ的距离)。
[0024]
进一步的，所述可调频的振荡型ramp式涡流发生器后缘点与入射激波无粘入射点之间的距离要大于l，以达到理想的控制效果。
[0025]
其中，l＝7.8δ+5.7δ。
[0026]
进一步的，所述可调频的振荡型ramp式涡流发生器振荡高度取值为当地边界层厚度的10％-70％。
[0027]
进一步的，所述可调频的振荡型ramp式涡流发生器振荡高度和频率可以根据进气道的实际控制需求进行调节。通过控制电机的转速来控制涡流发生器上下往复振荡的频率；选取恰当的作动机构以实现可调频振荡式涡流发生器的振荡高度。
[0028]
有益效果：本发明提供了一种基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道，该涡流发生器在作动机构的驱动下可以实现高度和频率变化，从而诱导出更高强度的频率可控的流向旋涡，以实现更强的动量掺混效果，突破了传统定几何涡流发生器只能作用于特定工况的局限性，大大拓展了涡流发生器的作用范围。由于构成作动机构的材料和构型具有多样性，本发明中可针对具体工作环境与作用效果设计作动机构产生所需的振动高度
或振动频率，从而有效地应对进气道不同工况下的流动分离问题，在提升进气道流场品质的同时也提高了进气道的耐反压能力，进而提升了整个进气道的性能。
附图说明
[0029]
图1是本发明基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道的二维图。
[0030]
图2是本发明基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道的俯视图。
[0031]
图3是本发明基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道中涡流发生器初始状态。
[0032]
图4是本发明基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道中涡流发生器摆动至最高状态。
[0033]
图5是本发明基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道的涡流发生器结构图。图6是不同时刻下在距涡流发生器尾缘x＝10hv处截面处振荡型ramp式涡流发生器对称面边界层速度剖面变化情况示意图。
具体实施方式
[0034]
本发明公开了一种基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道及其设计方法，以下结合附图，对本发明提供的技术方案做详细说明。
[0035]
1、进气道唇罩激波边界层干扰特性分析：
[0036]
(1)如图1所示，为本发明提供的一种基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道的实施方式。一种基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道，包括振荡型ramp式涡流发生器1、进气道外压缩面2、唇罩3、进气道内通道表面4、进气道侧壁5、涡流发生器振荡轴6、进气道的内通道7；所述唇罩3位于内通道表面4外侧，且唇罩3与内通道表面4形成进气道的内通道7；所述可调频的振荡型ramp式涡流发生器1放置于进气道的内通道表面4，在唇罩激波无粘入射点12上游一定距离，当分离对进气道的性能影响比较小时，涡流发生器1嵌入内通道下表面4保持壁面平坦；当分离对进气道的性能影响比较大时，所述涡流发生器1可以通过可控的频率上下振荡，该振荡的含义为在摆动的最高位置及初始状态位置之间振动式的往复移动。如图3、图4、图5中1.1，该位置即为涡流发生器1摆动的最高位置，涡流发生器1.2回复到初始状态即归位于与内通道表面4贴合状态(如图3、图4、图5中位置1.2)
[0037]
(2)如图1以及图2图3图4所示，该进气道为二元超声速进气道，工作马赫数范围为0-3，进气道的内收缩比为1.7；其采用两级压缩斜面2，两斜面的楔角为9
°
，两级唇罩压缩角度分别为11
°
与8
°
；进气道入口截面的边界层厚度δ为进气道喉道高度h的1/15。
[0038]
(3)如图1所示，根据进气道的来流参数和几何参数，依据斜激波理论分析在预定的工作马赫数范围内进气道内通道4的流动特性，并绘制其波系以及分离气泡结构(参见图1)，包括唇罩入射激波8、反射激波9、振荡型ramp式涡流发生器尾缘点10、分离气泡前缘点11、进气道唇罩激波无粘入射点12、分离气泡13、分离气泡尾缘点14。斜激波理论为当马赫数m0的超声速气流遇到物面且流动方向偏转δ(即物面楔角)时，会由物面转折的起始点发出一道斜激波，波面与转折前气流方向的夹角为斜激波波角β，由气流偏转角δ以及来流马
赫数可求出斜激波波角β以及斜激波波后的马赫数m1。同样，依据斜激波理论计算唇罩入射激波8波后的马赫数和压强，以及其反射激波9波后的马赫数和压强。
[0039]
(4)并且，采用自由干扰理论推导出的准则，表述为如下分离后压力与上游参数之间的关系，由上述参数可以预测不同来流马赫数下进气道唇罩入射激波8是否都会导致明显边界层分离。
[0040][0041]
其中，m0为唇罩入射激波8的波前马赫数，p0为入射激波8的波前静压，p1为反射激波9后的静压值，c
f，0
为壁面摩擦系数，γ为空气的绝热指数。
[0042]
2、可调频的振荡型ramp式涡流发生器尺寸和安装位置的选取准则：
[0043]
(1)如图1图2以及图5所示，所述进气道入口内通道下表面4排列的涡流发生器1布置方向与超声速来流方向垂直，涡流发生器1中心线之间的间距s＝7.5hv(其中hv为涡流发生器高度)，沿展向布置在进气道的两侧壁5之间。所述振荡型ramp式涡流发生器基本构型与经典的anderson型斜坡式涡流发生器一致，涡流发生器1半顶角ap为24
°
，底部为等腰三角形，涡流发生器厚度d为0.5mm，斜坡弦长c＝7.2hv,涡流发生器绕振荡轴上下摆动。
[0044]
(2)所述可调频的振荡型ramp式涡流发生器下游增加的动量通量的发展通过以下方法度量。通过计算分离区大小与动量通量e之间的相关系数r，得到精确的值，在距离壁面高度y＝0.43δ左右，相关系数r有一个明显的最大值；最后通过以下公式可以得出在高度y＝0.43δ左右(使用高度y＝0.43δ是因为分离气泡对高度为43％δ处的动量通量最敏感，即相关系数r最大)，涡流发生器1需要x＝5.7δ的固定长度，以允许边界层充分混合从而在近壁区域注入最大的动量；δ为边界层厚度；
[0045][0046]
其中，x为下游距涡流发生器1尾缘的距离，e(x)为涡流发生器1下游不同流向位置的动量通量的大小，u为有涡流发生器1的速度，u
clean
为无涡流发生器1的速度，u
∞
为远前方来流速度。
[0047]
(3)如图1所示，所述基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道在所需进行控制的马赫数范围内，得到进气道唇罩激波的无粘入射点12位置，确定出激波边界层干扰发生的位置区间，即分离气泡前缘点11与分离气泡尾缘点14之间的距离。其中对应激波无粘入射点12位置上游的激波边界层干扰影响区域为7.8δ。涡流发生器1后缘点与入射激波无粘入射点12之间的距离要大于l，以达到理想的控制效果。其中，l＝7.8δ+5.7δ。
[0048]
(4)如图5所示，所述可调频的振荡型ramp式涡流发生器振荡高度取值为当地边界层厚度的10％-70％。所述可调频的振荡型ramp式涡流发生器1振荡高度和频率可以根据进气道的实际控制需求进行调节。通过控制电机的转速来控制涡流发生器1上下往复振荡的频率；选取恰当的作动机构以实现可调频振荡式涡流发生器1的振荡高度。通过高频振荡从而诱导出高强度的振荡流向旋涡结构，诱导产生边界层内更强的动量掺混效果，实现对强激波边界层干扰的控制。
[0049]
实施例
[0050]
依据上述步骤，设计了基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道。来流马赫数m
∞
＝3.0，进气道的内收缩比为1.7，隔离段的长度l＝166mm、高度h＝19mm。可调频的振荡型ramp式涡流发生器振荡高度hv＝4mm，边界层厚度δ＝2hv＝8mm，涡流发生器厚度0.5mm，中心线之间的间距s＝7.5hv＝30mm，排列的可调频的振荡型ramp式涡流发生器展向位置不能超过唇罩边缘(由于通道宽度的限制，沿展向只布置了三个涡流发生器)，振荡型ramp式涡流发生器基本构型与经典的anderson型斜坡式涡流发生器一致，斜坡弦长c＝7.2hv＝28.8mm,涡流发生器以频率66hz绕振荡轴上下摆动(如图5所示)。可调频的振荡型ramp式涡流发生器后缘与入射激波无粘入射位置之间的距离为16δ。
[0051]
对该型涡流发生器应用于进气道唇罩激波/边界层干扰下的流场进行参数分析，如表1所示为振荡型ramp式涡流发生器和定几何涡流发生器距涡流发生器尾缘x＝10hv处的喉道边界层特性参数。可以看出，与定几何涡流发生器相比，该振荡型ramp式涡流发生器控制下位移厚度降低了61.37％，动量损失厚度降低了18.46％，形状因子降低了52.82％。可见该涡流发生器抑制边界层分离的效果明显好于定几何涡流发生器。图6中对比了不同时刻下在距涡流发生器尾缘x＝10hv处截面处振荡型ramp式涡流发生器对称面边界层速度剖面变化情况，可以看出，在振荡型ramp式涡流发生器作用下任何时刻的速度剖面都比t＝0时(初始状态)更加饱满。
[0052][0053]
发明具体实现该技术方案的方法和途径很多，以上所述仅是本发明的实施方式之一。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本发明的保护范围。本实施例中未明确的各组成部分均可用现有技术加以实现。

技术特征：
1.一种基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道设计方法，其特征在于，包括以下步骤：(1)将可调频的振荡型ramp式涡流发生器放置于进气道的内通道表面，且振荡型ramp式涡流发生器位于唇罩激波无粘入射点上游位置，当分离对进气道的性能影响比较小时，涡流发生器嵌入内通道下表面保持壁面平坦；当分离对进气道的性能影响比较大时，所述涡流发生器通过可控的频率上下振荡；基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道为二元超声速进气道，工作马赫数范围为0-3；依据斜激波理论计算唇罩入射激波后的马赫数和压强，以及其反射激波波后的马赫数和压强；斜激波理论为当马赫数m0的超声速气流遇到物面且流动方向偏转δ时，会由物面转折的起始点发出一道斜激波，波面与转折前气流方向的夹角为斜激波波角β，由气流偏转角δ以及来流马赫数可求出斜激波波角β以及斜激波波后的马赫数m1；同样，依据唇罩入射激波的强度和波前马赫数，采用自由干扰理论推导出的准则，表述为如下分离后压力与上游参数之间的关系，预测不同来流马赫数下进气道唇罩入射激波是否都会导致明显边界层分离；其中，m0为唇罩入射激波的波前马赫数，p0为入射激波的波前静压，p1为反射激波后的静压值，c
f，0
为壁面摩擦系数，γ为空气的绝热指数。(2)可调频的振荡型ramp式涡流发生器尺寸和安装位置的选取准则：所述的基于可调频的振荡型ramp式涡流发生器的进气道，进气道入口内通道下表面排列的涡流发生器布置方向与超声速来流方向垂直。2.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，所述可调频的振荡型ramp式涡流发生器中心线之间的间距s＝7.5h
v
，其中h
v
为涡流发生器摆动的最大高度。3.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，所述振荡型ramp式涡流发生器基本构型与经典的anderson型斜坡式涡流发生器基本一致，涡流发生器为等腰三角形，涡流发生器半顶角ap为24
°
，涡流发生器厚度d为0.5mm，斜坡弦长c＝7.2h
v
,涡流发生器绕振荡轴上下摆动。4.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，所述可调频的振荡型ramp式涡流发生器下游增加的动量通量的发展通过以下方法度量：通过计算分离气泡大小与动量通量e之间的相关系数r，得到精确的r值，在距离壁面高度y＝0.43δ左右，相关系数r有一个明显的最大值；通过以下公式可以得出在高度y＝0.43δ左右(使用高度y＝0.43δ是因为分离气泡对高度为43％δ处的动量通量最敏感)，涡流发生器需要x＝5.7δ的固定长度，以允许边界层充分混合从而在近壁区域注入最大的动量；δ为边界层厚度；其中，x为下游距涡流发生器尾缘的距离，e(x)为涡流发生器下游不同流向位置的动量通量的大小，u为有涡流发生器的速度，u
clean
为无涡流发生器的速度，u
∞
为远前方来流速度。
5.根据权利要求4所述的设计方法，其特征在于，由上述公式中e(x)与x的关系可知：x/δ＝5.7前为边界层充分混合区域，高动量流体通过流向旋涡向表面输送，动量通量e有增加的趋势；x/δ＝5.7后有长度为3.8δ的平台区域，动量通量e变得近似恒定；以及在x/δ＝9.5处明显的激波冲击区域。6.根据权利要求4所述的设计方法，其特征在于，所述可调频的振荡型ramp式涡流发生器后缘点与入射激波无粘入射点之间的距离大于l；其中，l＝7.8δ+5.7δ。7.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，所述可调频的振荡型ramp式涡流发生器振荡高度取值为当地边界层厚度的10％-70％。8.根据权利要求1所述的设计方法，其特征在于，所述可调频的振荡型ramp式涡流发生器振荡高度和频率根据进气道的实际控制需求进行调节；包括调节涡流发生器上下往复振荡的频率及振荡高度。

技术总结
本发明公开了一种基于可调幅频的振荡型Ramp式涡流发生器的进气道设计方法，共分为进气道唇罩激波边界层干扰特性分析、可调频的振荡型Ramp式涡流发生器设计与安装位置确定两部分。根据进气道唇罩激波边界层干扰的影响机理以及经验公式，由唇罩激波入射前后静压的大小，判断在不同来流马赫数下是否导致边界层分离；依据可调频的振荡型Ramp式涡流发生器对激波边界层干扰的控制机理，给出了该涡流发生器尺寸和安装位置的选取准则。从而，获得了一个便捷有效的进气道控制措施设计方法。便捷有效的进气道控制措施设计方法。便捷有效的进气道控制措施设计方法。


技术研发人员：张悦 王梦格 薛洪超 何小明 谭慧俊 汪昆 陈亮 郑飞飞
受保护的技术使用者：南京航空航天大学
技术研发日：2022.09.15
技术公布日：2023/5/13