[發明專利]鋸齒狀壁面抑制入射激波影響下激波串振蕩的抑制方法

在審

• 申請號: 202011512472.7
• 申請日: 2020-12-19
• 公開（公告）號: CN112729854A
• 公開（公告）日: 2021-04-30
• 發明（設計）人: 李楠
• 申請（專利權）人: 西北工業大學
• 主分類號: G01M15/12
• 分類號: G01M15/12;F23R3/00;F23R3/16
• 代理公司: 西北工業大學專利中心 61204
• 代理人: 金鳳

本發明提供了一種鋸齒狀壁面抑制入射激波影響下激波串振蕩的抑制方法，本發明利用連續分布的若干個微型斜劈將入射激波造成的大尺度逆壓力梯度區分割成若干個逆壓力梯度?順壓力梯度子區間，通過微型斜劈在原有的逆壓力梯度區構建多個順壓力梯度區，對激波串起到增加穩定性的效果。與單一斜劈、抽吸、射流等流動控制手段相比，可有效避免反壓越過閾值后激波串的突然擴張；同時與主動控制方法相比，不需要外界能量的輸入，結構簡單對流場影響較小。

技術領域

本發明涉及高超聲速進氣道領域，尤其是一種隔離段激波串振蕩的抑制方法。

背景技術

高超聲速隔離段在超燃沖壓發動機工作過程中起著重要的作用，當燃燒室反壓過高時隔離段內會形成一些列激波系，即激波串。激波串可以通過改變其自身長度來匹配上游來流與下游燃燒反壓，同時激波串的位置又與發動機的工作狀態息息相關。當激波串位于隔離段入口時，發動機工作在較低的安全裕度下，來流的擾動或者下游燃燒的振蕩會將激波串推出隔離段，進而干擾到進氣道的壓縮波系，造成發動機喘振甚至是不起動。因此，提高隔離段的抗反壓能力或者抗擾動能力對超燃沖壓發動機的穩定運行是非常重要的。

由于高超聲速進氣道前體一系列壓縮波在隔離段內不斷反射，使得隔離段內流場呈非均勻分布，尤其在近壁面附面層區域。由于激波-附面層干擾，隔離段內局部的附面層增厚甚至出現分離，進而導致其不能承受一定的逆壓力梯度，當激波串運動至該區間時會出現與自激振蕩不同的大幅振蕩。這種大幅的振蕩極易造成進氣道的喘振、不起動或者是帶來較大的沖擊載荷。因此考慮入射激波影響下激波串振蕩的抑制方法是十分重要的。

對于入射激波影響下激波串振蕩的抑制，目前沒有較好的方法和手段。采用抽吸、射流等流動控制手段，當反壓超過閾值時，激波串會突然延伸至抽吸孔或射流孔的上游；若采用閉環控制反壓的主動控制方法，由于發動機燃料供給系統的特性決定了其響應時間在秒量級，進而該方法無法對激波串較高頻率的振蕩進行有效的抑制。

發明內容

為了克服現有技術的不足，本發明提供一種鋸齒狀壁面抑制入射激波影響下激波串振蕩的抑制方法。本發明的目的是為了提供一種激波串振蕩的抑制方法，為了在不引入外界能量輸入的情況下，抑制入射激波影響下激波串的振蕩幅值。本發明采用的鋸齒狀壁面本身結構簡單，對流場影響較小，可在一定程度上增強隔離段的抗反壓及抗干擾能力。

本發明解決其技術問題所采用的技術方案的詳細步驟為：

步驟一：根據飛行包線確定高超聲速進氣道的來流條件，并以此來流條件對高超聲速進氣道/隔離段進行地面風洞試驗；

步驟二：在風洞試驗中，給定步驟一的來流條件，當來流靜壓恒定后，通過紋影觀測獲得激波-附面層干擾區間；

步驟三：調節高超聲速隔離段出口截流面積比，改變出口不同的反壓，并將激波串移動至激波-附面層干擾區內，通過紋影測量激波串的振蕩幅值A1；

步驟四：在激波-附面層干擾區域內連續安置n個高度為h，長度為L的等腰三角形微型斜劈；

步驟五：再次開始試驗，重新調節高超聲速隔離段出口截流面積比改變出口不同的反壓，將激波串移動至激波-附面層干擾區內，通過紋影測量比較激波串的振幅A2，并在其他工況下對適用性進行驗證；如果激波串振幅A2小于A1，則高超聲速隔離段激波串振蕩抑制方法設計結束；若激波串的振幅A2不小于A1，則返回步驟四，重新確定參數n、h、L，直至A2小于A1。

本發明的有益效果在于利用連續分布的若干個微型斜劈將入射激波造成的大尺度逆壓力梯度區分割成若干個逆壓力梯度-順壓力梯度子區間。通過微型斜劈在原有的逆壓力梯度區構建多個順壓力梯度區，對激波串起到增加穩定性的效果。與單一斜劈、抽吸、射流等流動控制手段相比，該方法可有效避免反壓越過閾值后激波串的突然擴張；同時與主動控制方法相比，不需要外界能量的輸入，結構簡單對流場影響較小。

附圖說明