[发明专利]高超声速进气道转捩片

说明书

高超声速进气道转捩片固定在进气道前体表面距进气道前缘一定位置处，齿尖指向来流，与来流方向垂直；锯齿形转捩片厚度h＝0～0.2mm；锯齿形角度α＝60°～120°；锯齿形齿高根据进气道压缩拐角处剪切层的流动失稳特性进行设计；锯齿形转捩片材料为熔点高于流场当地总温的材料；锯齿形转捩片使用耐高温黏合剂粘贴或使用其它方式固定于进气道前体表面。风洞试验和大涡模拟表明锯齿形转捩片能够在宽马赫数来流条件下有效触发进气道前体边界层转捩，使得边界层在进气道入口处进入湍流状态，进而抑制由进气道唇口反射激波与边界层干扰导致的流动分离，降低进气道总压损失，提高进气道性能。

技术领域

本发明涉及一种高超声速进气道锯齿形转捩片，属于高超声速边界层流动控制技术领域。

背景技术

高超声速进气道是利用进气道压缩面产生的斜激波或等熵压缩波对来流进行压缩，从而对高超声速来流进行减速、增压和增温，达到满足燃烧室点火燃烧的要求。在高超声速进气道内部存在复杂的激波/边界层干扰，从地面及飞行试验来看，激波/边界层干扰会对进气道的工作及性能产生重要影响，特别是在边界层为层流时，在进气道唇口入射激波作用下很容易引起流动分离，使得进气道的捕获流量减小、总压恢复下降，严重时还会造成进气道不起动，导致飞行试验失败。

相对于层流边界层，湍流边界层可以很好地抑制由激波/边界层干扰导致的流动分离，能够保障进气道的安全工作并提高其性能。然而通过飞行试验发现，在实际飞行中进气道压缩面边界层通常为层流状态，这是由于在高空低湍流度来流及进气道强激波压缩、钝前缘熵层的共同作用下，高超声速进气道边界层流动会变得更加稳定，难以实现自然转捩。因此，必须通过在前体压缩面安装人工转捩装置来获得湍流，例如X-43A、X-51A、HIFiRE-5、Hyfly等高超声速飞行器的飞行试验中均使用了一种名为“涡流发生器”的人工转捩装置，其构形为沿前体压缩面展向布置的一排或几排具有一定间距的圆柱形、钻石形或斜坡形粗糙单元，这种涡流发生器能够在边界层内诱导出一系列沿流向运动的涡对，进而达到触发边界层转捩的目的。然而涡流发生器有效高度通常占当地边界层厚度的70％以上，属于一种强扰动，虽然转捩效率高，但同时也存在诸多气动问题：在边界层中会引起小激波，从而带来边界层内的总压损失，产生附加阻力，边界层位移厚度也随之增加，导致进气道的抗反压能力及总压恢复性能下降。在来流马赫数Ma＝6条件下，研究表明，涡流发生器使进气道的质量加权总压和流量在隔离段出口处下降约3.5％，同时还面临突出的气动加热和气动防热问题，研究表明，对于斜坡形粗糙元，其热流最大值约为该处层流热流的17.6倍；钻石形粗糙元的最大热流约为层流的133.7倍；圆柱形粗糙元的最大热流约为层流的173.8倍。由此可见，涡流发生器在工程应用中还存在比较大的气动力热问题。

与涡流发生器触发边界层转捩的机理不同，在高超声速进气道研究中，中国航天空气动力技术研究院超燃冲压发动机团队基于亚谐共振原理研究设计了一种呈锯齿形的双片型人工转捩薄片，并将其应用于高超声速二元进气道前体边界层人工转捩，取得了显著效果，但是由于在不同来流马赫数下进气道压缩面的边界层失稳特性变化很大，使得一种设计方案往往难以兼顾宽范围来流的转捩需求，难以满足工程应用要求。

发明内容

本发明解决的技术问题：克服现有技术不足，提出一种单片型锯齿状人工转捩薄片，该转捩片在高效触发高超声速进气道边界层转捩的同时，具有低阻、低热流等技术优势。

本发明的技术原理：锯齿形转捩片可以在高超声速进气道边界层中诱发三维扰动波，三维扰动波在与进气道压缩拐角处剪切层相互作用后可出现类似于哥特涡的涡对结构，涡对结构在压缩拐角剪切层上部不断增强，导致流动失稳，在流动再附到壁面后流动失稳进一步加剧，诱导出马蹄涡结构进而快速触发边界层转捩，最终完全进入湍流。可以看出，本发明的技术原理不同于当前高超声速边界层人工转捩常用的涡流发生器，也不同于双片型锯齿形转捩片。