基于后掠唇罩的入射激波/边界层干扰流动控制方法

doi:10.7527/S1000-6893.2022.28091

流体力学与飞行力学

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基于后掠唇罩的入射激波/边界层干扰流动控制方法

李灿民¹, 黄河峡¹(), 梁钢¹, 吕靖昊¹, 蔡佳¹^,², 谭慧俊¹

^1.南京航空航天大学能源与动力学院，南京 210016
^2.南京工业职业技术大学航空工程学院，南京 210023

收稿日期:2022-10-08 修回日期:2022-10-28 接受日期:2022-11-25 出版日期:2022-12-02 发布日期:2022-11-29
通讯作者: 黄河峡 E-mail:huanghexia@nuaa.edu.cn
基金资助:
国家自然科学基金(12272177);国家科技重大专项（J2019-Ⅱ-0014-0035）;青年托举人才项目(2021-JCJQ-QT-064);1912项目(2019-JCJQ-DA-001-067);瞬态物理国家重点实验室基金(6142604200212)

Flow control method for impinging shock/boundary-layer interaction based on swept-back cowl configuration

Canmin LI¹, Hexia HUANG¹(), Gang LIANG¹, Jinghao LYU¹, Jia CAI¹^,², Huijun TAN¹

^1.College of Energy and Power Engineering，Nanjing University of Aeronautics and Astronautics，Nanjing 210016，China
^2.College of Aviation Engineering，Nanjing Vocational University of Industry Technology，Nanjing 210023，China

Received:2022-10-08 Revised:2022-10-28 Accepted:2022-11-25 Online:2022-12-02 Published:2022-11-29
Contact: Hexia HUANG E-mail:huanghexia@nuaa.edu.cn
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摘要/Abstract

摘要：

针对高超声速进气道内强唇罩激波/边界层干扰带来的大尺度分离、流动损失大等问题，提出了基于后掠唇罩的入射激波/边界层干扰流动控制方法。在来流马赫数3、唇罩压缩角18°条件下，仿真对比了后掠/平直2类唇罩2种构型干扰区内的流动特性。结果表明：后掠唇罩入射激波/边界层干扰产生的分离包尺度沿展向呈现逐渐增加的趋势，利用三维后掠入射激波产生的自对称面往两侧的顺压梯度，驱动低能流往两侧迁移，可使得分离区流向尺度相对于平直唇罩构型最大可减小50.6%；在后掠唇罩干扰区内，压力分布呈现以分离线曲率中心为虚拟中心的椭圆相似特征。

关键词: 唇罩激波/边界层干扰, 后掠唇罩, 分离包, 流动控制, 椭圆相似

Abstract:

The strong cowl shock wave/boundary-layer interaction within the hypersonic inlet induces large scale separation and strong energy loss. To address this problem， we propose a flow control method for impinging shock wave/boundary-layer interaction based on the swept-back cowl configuration. The flow characteristics with swept/unswept cowl configurations were numerically revealed with the incoming Mach number of 3.0 and the cowl compression angle of 18°. The results show that the length-scale of the separation， induced by the swept-back cowl shock wave/boundary-layer interaction， increases along the spanwise direction. By utilizing the lateral pressure gradient resulted from three-dimensional swept shock waves， it forces the low momentum flow to migrate from the symmetry plane to the sidewall， leading to an over 50.6% diminution of the separation bubble compared to that of the unswept cowl configuration. In addition， the pressure distribution in the interaction region shows an elliptical similarity with the center of separation line curvature as the virtual center.

Key words: cowl shock/boundary layer interaction, swept-back cowl configuration, separation bubble, flow control, elliptical similarity

中图分类号:

V228.8

李灿民, 黄河峡, 梁钢, 吕靖昊, 蔡佳, 谭慧俊. 基于后掠唇罩的入射激波/边界层干扰流动控制方法[J]. 航空学报, 2023, 44(16): 128091-128091.

Canmin LI, Hexia HUANG, Gang LIANG, Jinghao LYU, Jia CAI, Huijun TAN. Flow control method for impinging shock/boundary-layer interaction based on swept-back cowl configuration[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2023, 44(16): 128091-128091.

图/表 17

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基于后掠唇罩的入射激波/边界层干扰流动控制方法

Flow control method for impinging shock/boundary-layer interaction based on swept-back cowl configuration

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