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进气道内激波/边界层干扰及控制研究进展 被引量：18
1
作者 张悦 谭慧俊 +2 位作者 王子运 李鑫 郭赟杰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第2期241-259,共19页
进气道作为高速航空航天飞行器的重要气动部件,对飞行器的气动力特性、结构重量、隐身性能等有显著影响。激波/边界层干扰现象是高速进气道内普遍存在的一类流动现象,对进气道的性能有突出的影响。发生于进气道内的激波/边界层干扰现象... 进气道作为高速航空航天飞行器的重要气动部件,对飞行器的气动力特性、结构重量、隐身性能等有显著影响。激波/边界层干扰现象是高速进气道内普遍存在的一类流动现象,对进气道的性能有突出的影响。发生于进气道内的激波/边界层干扰现象主要可分为正激波/边界层干扰、斜激波/边界层干扰以及三维激波/边界层干扰几类,由于受到侧壁壁面和进气道内背景波系的影响,这些干扰现象偏离了传统基于简化模型的研究结果,具有显著的耦合干扰特征,干扰区间内三维特征明显。概述了发生于进气道内的激波/边界层干扰特性及相关研究进展,并对目前进气道内激波/边界层干扰现象的控制方法进行了总结。 展开更多
关键词 进气道 激波 边界层干扰 流动控制
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激波与转捩边界层干扰非定常特性数值分析 被引量：17
2
作者 童福林 李新亮 唐志共 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2017年第1期93-104,共12页
激波与边界层干扰的非定常问题是高速飞行器气动设计中基础研究内容之一.以往研究主要针对层流和湍流干扰,在分离激波低频振荡及其内在机理方面存在着上游机制和下游机制两类截然不同的理论解释.分析激波与转捩边界层干扰下非定常运动... 激波与边界层干扰的非定常问题是高速飞行器气动设计中基础研究内容之一.以往研究主要针对层流和湍流干扰,在分离激波低频振荡及其内在机理方面存在着上游机制和下游机制两类截然不同的理论解释.分析激波与转捩边界层干扰下非定常运动现象有助于进一步加深理解边界层状态以及分离泡结构对低频振荡特性的影响规律,为揭示其产生机理指出新的方向.采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9,24?压缩拐角内激波与转捩边界层干扰下激波的非定常运动特性进行了数值分析.通过在拐角上游平板特定的流向位置添加吹吸扰动激发流动转捩,使得进入拐角的边界层处于转捩初期阶段.在验证了计算程序可靠性的基础上,详细分析了转捩干扰下激波运动的间歇性和振荡特征,着重研究了分离泡展向三维结构对激波振荡特性的影响规律,最后还初步探索了转捩干扰下激波低频振荡产生的物理机制.研究结果表明:分离激波的非定常运动仍存在强间歇性和低频振荡特征,其时间尺度约为上游无干扰区内脉动信号特征尺度的10倍量级;分离泡展向三维结构不会对分离激波的低频振荡特征产生实质影响.依据瞬态脉动流场的低通滤波结果,转捩干扰下激波低频振荡的诱因来源于拐角干扰区下游,与流场中分离泡的收缩/膨胀运动存在一定的关联. 展开更多
关键词 激波/边界层干扰 转捩 低频振荡 低通滤波 直接数值模拟
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激波/湍流边界层干扰低频非定常性研究评述 被引量：11
3
作者 范孝华 唐志共 +1 位作者 王刚 杨彦广 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第1期1-21,共21页
激波/湍流边界层干扰(STBLI)普遍发生在超声速和高超声速内外流动中,激波诱导流动分离的低频非定常性,表现为激波低频运动以及分离泡的膨胀/收缩,导致其产生的物理机制一直存在一定的争议,受到持续广泛的关注和研究。这种低频非定常性... 激波/湍流边界层干扰(STBLI)普遍发生在超声速和高超声速内外流动中,激波诱导流动分离的低频非定常性,表现为激波低频运动以及分离泡的膨胀/收缩,导致其产生的物理机制一直存在一定的争议,受到持续广泛的关注和研究。这种低频非定常性的驱动机制一般可分为3类:①认为这种低频非定常性的来源是上游边界层;②认为是受下游分离流动固有特征所主导;③近期的研究有将2种机制调和在一起的趋势,认为上游/下游机制都存在于激波/边界层低频非定常性中,各自作用的权重受分离程度的影响。若将激波与边界层耦合作为一个动力学系统来考察,该系统可以用一阶低通滤波器来描述,无论干扰来自上游还是下游,其选择性地对特定频率以下的脉动进行响应。本文分别对3种物理机制进行了评述,并且基于已有的研究结果和作者的认知,展望了需要重点关注的研究方向。 展开更多
关键词 激波 湍流边界层 干扰 流动分离 低频非定常性
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超临界翼型跨声速抖振CFD计算和POD分析 被引量：10
4
作者 董圣华 史爱明 +1 位作者 叶正寅 田海涛 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2015年第4期481-487,共7页
使用二阶迎风Roe格式、隐式时间推进和S-A(Spalart-Allmaras)一方程湍流模型,通过求解基于格心格式有限体积法的RANS方程模拟了OAT15A超临界翼型的跨声速抖振流场。在模拟出激波/附面层相互干扰诱发的抖振现象的基础上,对翼面激波运动... 使用二阶迎风Roe格式、隐式时间推进和S-A(Spalart-Allmaras)一方程湍流模型,通过求解基于格心格式有限体积法的RANS方程模拟了OAT15A超临界翼型的跨声速抖振流场。在模拟出激波/附面层相互干扰诱发的抖振现象的基础上,对翼面激波运动过程中的气流分离泡变化规律开展研究,揭示出激波变化相位略微超前于升力系数相位的非定常现象。为剖析跨声速抖振的物理成因,将抖振计算的非定常解作为快照,应用本征正交分解POD(Proper Orthogonal Composition)方法提取POD模态,从流场相干结构的角度对跨声速抖振现象进行了分析。 展开更多
关键词 抖振 激波/附面层相互干扰 本征正交分解
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激波与边界层干扰研究综述 被引量：4
5
作者 董志勇 吕阳泉 《浙江工业大学学报》 CAS 2001年第3期295-300,共6页
综述了激波与边界层干扰的研究工作 ,其内容涉及定常激波 -边界层干扰的一般特性、气动加热、理论研究、数值模拟以及非定常激波 -边界层干扰的若干问题。
关键词 激波 边界层 干扰 气动加热 特性研究 数值模拟
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超声速喷管起动过程激波结构演化特征 被引量：8
6
作者 王成鹏 杨锦富 +5 位作者 程川 王文硕 徐培 杨馨 焦运 程克明 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第2期11-16,共6页
通过改变进出口压比,对马赫数2.7的二维对称拉瓦尔喷管流动进行了试验研究,给出了超声速喷管起动过程中的激波结构演化特征。在试验过程中,固定喷管喉道出口面积比,改变喷管上下游压比,使喷管起动激波从喉道发展到喷管出口处,逐渐过渡... 通过改变进出口压比,对马赫数2.7的二维对称拉瓦尔喷管流动进行了试验研究,给出了超声速喷管起动过程中的激波结构演化特征。在试验过程中,固定喷管喉道出口面积比,改变喷管上下游压比,使喷管起动激波从喉道发展到喷管出口处,逐渐过渡到设计工况。在起动激波向下游发展的过程中,喷管内流动经历了教科书上给出的理论过程:喉道正激波、扩张段内正激波、喷管出口马赫反射、喷管出口规则反射、设计工况等;但由于附面层的存在,每一个过程与无粘情况下的激波示意图都有所不同。比如,试验中捕捉到的激波串在向下游的移动过程中,出现的由λ型激波向Х型激波的转变,以及激波串非对称现象的出现等。基于纹影和剪切敏感液晶摩阻显示技术获得了起动激波串的首道激波的三维特征。 展开更多
关键词 超声速喷管 起动激波 激波附面层干扰 激波串 激波反射
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数值研究平板方舵激波-湍流边界层干扰 被引量：9
7
作者 邓小刚 张涵信 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 1993年第6期651-657,共7页
数值研究了平板方舵激波-湍流边界层干扰流场。模拟出了分离激波与弓型激波砬撞后形成的“λ”激波结构;消晰地显示了分离区中的旋涡结构,发现流场中会出现二次分离涡,并从理论上分析了流场对称面涡心形态与非定常的关系,得到了涡心为... 数值研究了平板方舵激波-湍流边界层干扰流场。模拟出了分离激波与弓型激波砬撞后形成的“λ”激波结构;消晰地显示了分离区中的旋涡结构,发现流场中会出现二次分离涡,并从理论上分析了流场对称面涡心形态与非定常的关系,得到了涡心为不稳定螺旋点或出现极限环是非定常流动特征的新结论。 展开更多
关键词 数值计算 涡运动 湍流边界层
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数值模拟二维喷管激波/湍流附面层干扰流动 被引量：7
8
作者 王国庆 梁德旺 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第1期28-32,共5页
采用可压缩性修正两方程湍流模型 ,数值模拟了 3种不同波前马赫数的跨声速二维喷管内激波 /湍流附面层干扰流动 ,对流场中时均参数和脉动参数的计算结果与实验值进行了比较。结果表明可压缩性修正的两方程湍流模型准确地模拟了正激波 /... 采用可压缩性修正两方程湍流模型 ,数值模拟了 3种不同波前马赫数的跨声速二维喷管内激波 /湍流附面层干扰流动 ,对流场中时均参数和脉动参数的计算结果与实验值进行了比较。结果表明可压缩性修正的两方程湍流模型准确地模拟了正激波 /湍流附面层干扰流动的时均参数和脉动参数 ,无分离和有分离的激波/湍流附面层干扰流动的基本规律。 展开更多
关键词 可压流 激波边界层干扰 数值模拟 跨声速 二维喷管 激波/湍流附面层干扰流动
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超临界翼型的跨音速抖振特性 被引量：6
9
作者 牟让科 杨永年 叶正寅 《计算物理》 CSCD 北大核心 2001年第5期477-480,共4页
以二维非定常N S方程为基本方程 ,计算跨音速翼型升力系数的时间历程 .根据升力系数的脉动量急剧上升的起始点确定抖振起始边界 .以超临界机翼DFVLR R2和传统翼型NACA0 0 12为研究对象 ,研究了两种翼型的抖振特性 .计算结果表明 ,在超... 以二维非定常N S方程为基本方程 ,计算跨音速翼型升力系数的时间历程 .根据升力系数的脉动量急剧上升的起始点确定抖振起始边界 .以超临界机翼DFVLR R2和传统翼型NACA0 0 12为研究对象 ,研究了两种翼型的抖振特性 .计算结果表明 ,在超临界翼型的设计马赫数附近 ,超临界翼型具有良好的抖振特性 . 展开更多
关键词 抖振 跨音速 激波 边界层 干扰 超临界翼型 N-S方程 升力系数 飞机
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基于记忆合金的可变形涡流发生器控制唇罩激波/边界层干扰研究 被引量：8
10
作者 张悦 高婉宁 程代姝 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第12期2755-2763,共9页
为了对超声速进气道口部唇罩激波/边界层干扰进行有效的控制,提出了一种基于记忆合金的可变形大长高比涡流发生器,并通过风洞实验验证了该方案的可行性和控制效果。结果表明:在记忆合金的驱动下,大长高比的涡流发生器可以实现自主变形,... 为了对超声速进气道口部唇罩激波/边界层干扰进行有效的控制,提出了一种基于记忆合金的可变形大长高比涡流发生器,并通过风洞实验验证了该方案的可行性和控制效果。结果表明:在记忆合金的驱动下,大长高比的涡流发生器可以实现自主变形,并且其变形量与设计值吻合较好,在没有外界气流干扰条件下涡流发生器尾缘变形高度与设计值的相对误差为3%,在风洞吹风条件下,变形完成的涡流发生器尾缘高度与设计值的误差为5.4%。在大长高比的可变形涡流发生器控制下,进气道入口因唇罩激波/边界层干扰导致的边界层分离包被有效控制,其被分割破碎为多个沿展向分布的小尺度分离包。同时,涡流发生器尾部诱导的旋涡增强了分离包内的低能流与主流的掺混,促使分离气流迅速再附。当进气道在马赫3.8工作时,进气道出口的总压恢复系数从无控制时的0.557提升至0.603。 展开更多
关键词 超声速进气道 形状记忆合金 涡流发生器 激波/边界层干扰
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高超声速内转式进气道型面流场重构 被引量：8
11
作者 王卫星 朱婷 +1 位作者 张仁涛 李宥晨 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第3期178-187,共10页
内转式进气道流场参数分布不均,为改善该类进气道的气动性能,本文采用数值仿真方法开展了基于型面的内转式进气道流场重构研究。结果表明:流场重构型面中心线对进气道流场结构及流动特性影响较大,在给定偏距/长度与中心线末端斜率的约... 内转式进气道流场参数分布不均,为改善该类进气道的气动性能,本文采用数值仿真方法开展了基于型面的内转式进气道流场重构研究。结果表明:流场重构型面中心线对进气道流场结构及流动特性影响较大,在给定偏距/长度与中心线末端斜率的约束条件下,选取合适的中心线起始角能够大幅提高进气道的气动性能,改善流场参数分布。与进气道原型方案相比,流场重构型面中心线10°起始角的进气道方案总压恢复系数、抗反压能力最大分别提升33.7%、26.4%,自起动马赫数下降1.1。随着流场重构型面中心线起始角增大,唇罩激波/侧壁边界层干扰诱发的流向涡减弱、流向涡传输轨迹向唇罩一侧偏移,低能流向唇罩两侧迁移趋势增强。在研究范围内,随着流场重构型面中心线起始角增大,隔离段出口总压恢复系数先增大后减小,自起动马赫数先下降后不变。 展开更多
关键词 内转式进气道 流动特性 激波/边界层干扰 流向涡 气动性能
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适用于激波/边界层相互作用的线性涡粘性湍流模式 被引量：7
12
作者 杨晓东 马晖扬 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第3期273-279,共7页
本文选择了两个激波 /边界层相互作用诱导分离的跨声速问题 (轴对称圆弧突起和二维管道突起 ) ,采用五个有代表性的湍流模式 (BL模式 ,JL k-ε模式 ,k-ω模式 ,SST模式和双尺度模式 ) ,通过将数值计算结果和实验结果进行比较 。
关键词 跨声速流动 湍流 激波 边界层 相互作用 线性涡性模式
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环面节流平面气浮轴承大间隙下流场数值模拟 被引量：5
13
作者 孙昂 马文琦 王祖温 《润滑与密封》 CAS CSCD 北大核心 2007年第9期16-19,共4页
利用三维粘性可压缩平均Navier-Stokes方程,采用SSTk-ω湍流模式,使用非结构化网格和二阶精度的有限体积法,对环面节流圆盘推力轴承大间隙下的流场进行了数值模拟并与层流模式数值结果、实验进行了对比,结果表明,SSTk-ω湍流模式数值模... 利用三维粘性可压缩平均Navier-Stokes方程,采用SSTk-ω湍流模式,使用非结构化网格和二阶精度的有限体积法,对环面节流圆盘推力轴承大间隙下的流场进行了数值模拟并与层流模式数值结果、实验进行了对比,结果表明,SSTk-ω湍流模式数值模拟的压力分布与实测的压力分布符合程度比较高。马赫数和速度数值计算结果表明,流场内存在激波和激波边界层的相互干扰,导致壁面边界层流动出现了分离,压力出现激烈变化。 展开更多
关键词 气体润滑轴承 超音速 激波边界层的相互干扰 SSTk-ω湍流模型
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连续双扫掠激波/湍流边界层干扰流动特性研究 被引量：5
14
作者 盛发家 谭慧俊 +3 位作者 黄河峡 刘亚洲 高婉宁 王卫星 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期1023-1031,共9页
为了探究连续双扫掠激波/湍流边界层干扰的流动特性,采用仿真方法对一双尖鳍/平板物理模型进行研究。结果表明:双扫掠激波/湍流边界层干扰形成的两个干扰区存在明显的相干现象,虽然第一道扫掠激波/边界层干扰流动仍具有典型的准锥形相... 为了探究连续双扫掠激波/湍流边界层干扰的流动特性,采用仿真方法对一双尖鳍/平板物理模型进行研究。结果表明:双扫掠激波/湍流边界层干扰形成的两个干扰区存在明显的相干现象,虽然第一道扫掠激波/边界层干扰流动仍具有典型的准锥形相似特性,但受其干扰所形成的非均匀流的影响,第二道扫掠激波/边界层干扰却不再具有准锥形相似特性,同时第二个干扰区将影响其上游临近气流的运动甚至影响第一个干扰区的再附线和分离线等结构。两个干扰区形成各自的λ波结构,并且沿着流向两个干扰区内的激波结构相互汇聚,最终合并为单个更强的λ波结构;不仅如此,两个干扰区内还形成了复杂的旋涡结构,包括一级主旋涡和二级主旋涡,这些旋涡向下游运动,最终融合成一个尺度更大的锥形主旋涡。 展开更多
关键词 激波 湍流 边界层干扰 流动特性 主旋涡
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唇罩内型面对内转式进气道流动特性影响研究 被引量：5
15
作者 朱婷 王卫星 +1 位作者 张仁涛 李宥晨 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第10期2226-2234,共9页
内转式进气道流场参数分布不均,为改善进气道的流场结构、提高其气动性能,采用数值仿真方法开展了唇罩内型面对内转式进气道流动特性影响的研究。研究结果表明:唇罩内型面影响唇罩激波强度、形态与内流道波系结构,进而影响唇罩激波与侧... 内转式进气道流场参数分布不均,为改善进气道的流场结构、提高其气动性能,采用数值仿真方法开展了唇罩内型面对内转式进气道流动特性影响的研究。研究结果表明:唇罩内型面影响唇罩激波强度、形态与内流道波系结构,进而影响唇罩激波与侧壁边界层干扰诱发的三维流向涡的产生、发展以及空间分布;在研究范围内,随着唇罩压缩角减小,唇罩激波减弱,内转式进气道流场参数周向分布更加均匀,出口总压恢复系数先增大后减小,抗反压能力不断增强,最高增大了12.7%。 展开更多
关键词 内转式进气道 流场控制 激波/边界层干扰 流向涡 气动性能 数值仿真
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应用于激波/边界层相互作用的非线性湍流模式 被引量：5
16
作者 杨晓东 马晖扬 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2003年第1期57-63,共7页
选择8个近年来有代表性的非线性湍流模式,研究2个跨声速激波/边界层相互作用问题.采用的非线性湍流模式包括4个二阶模式和4个三阶模式. 2个跨声速激波/边界层相互作用的流动是轴对称圆弧突起绕流和二维管道突起流动.通过数值计算结果和... 选择8个近年来有代表性的非线性湍流模式,研究2个跨声速激波/边界层相互作用问题.采用的非线性湍流模式包括4个二阶模式和4个三阶模式. 2个跨声速激波/边界层相互作用的流动是轴对称圆弧突起绕流和二维管道突起流动.通过数值计算结果和实验结果的比较,对有关的非线性湍流模式进行评估和分析.计算结果表明,非线性模式的模化系数与平均流动应变不变量以及涡量不变量有关,反映了湍流的各向异性,比线性模式优越得多. 展开更多
关键词 非线性湍流模式 激波 边界层 相互作用 湍流 跨声速流动 空气动力学 气动干扰
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超声速压气机叶栅前缘通道激波损失的鼓包控制研究 被引量：4
17
作者 刘永振 徐强仁 +2 位作者 马英群 赵巍 赵庆军 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第10期2294-2304,共11页
为了有效减小超声速压气机叶栅变进气马赫数条件下的前缘通道激波损失及由激波诱导的边界层分离,提出了一种带有平直过渡区的新型鼓包结构,并采用数值方法详细分析了新型鼓包结构对激波与激波/边界层相互作用机理以及鼓包几何尺寸与位... 为了有效减小超声速压气机叶栅变进气马赫数条件下的前缘通道激波损失及由激波诱导的边界层分离,提出了一种带有平直过渡区的新型鼓包结构,并采用数值方法详细分析了新型鼓包结构对激波与激波/边界层相互作用机理以及鼓包几何尺寸与位置对控制效果的影响机制。研究结果表明:新型鼓包在迎风侧凹面产生的压缩波系有效削弱了前缘通道激波的强度,鼓包过渡区产生的膨胀波系使边界层流体加速,明显抑制了局部流动分离,并使分离提前再附。当某一超声速压气机叶栅的前缘通道激波入射在鼓包的过渡区范围内,鼓包高度为0.35倍的边界层厚度且鼓包迎风侧与背风侧长度分别为过渡区长度4倍与5倍时,可以实现较好的控制效果。此外,与无鼓包方案相比,新型鼓包结构可使超声压气机叶栅在设计工况下的总压损失减少4.6%,同时超声速压气机叶栅进气马赫数在1.65~1.8范围内仍能取得较好的气动减损效果。 展开更多
关键词 激波/边界层干涉 鼓包 总压损失 超声压气机叶栅 波系结构
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高超声速双模块内转式进气道的流动特性研究-Part Ⅰ:设计状态 被引量：4
18
作者 张航 孙姝 +2 位作者 黄河峡 谭慧俊 张悦 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第7期96-104,共9页
为了进一步研究几何非对称的高超声速内转式进气道流动特性,通过特征线法设计了基于多道激波加等熵压缩波的基准流场,在此基础上通过流线追踪法设计了双模块内转式进气道。通过数值仿真和风洞试验相结合的方法,获得了内转式进气道的内... 为了进一步研究几何非对称的高超声速内转式进气道流动特性,通过特征线法设计了基于多道激波加等熵压缩波的基准流场,在此基础上通过流线追踪法设计了双模块内转式进气道。通过数值仿真和风洞试验相结合的方法,获得了内转式进气道的内外流特性。研究结果表明:在内转进气道最大半径对应的角区位置存在大量的边界层堆积,受第二道激波/边界层干扰,在激波根部卷起锥形旋涡。在内转式进气道内部,唇罩激波和管道边界层干扰显著,管道内存在自唇罩指向压缩面的强周向压力梯度,从而诱导管道内边界层均往一处汇聚,卷起大尺度流向涡。仿真和试验结果表明,在来流马赫数5.74,攻角0°状态下,进气道气动性能优良,出口总压恢复系数系数达到0.58,最大抗反压为112倍。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 进气道 激波 边界层干扰 流向涡 基准流场
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马赫数对后掠激波和湍流边界层干扰特性的影响 被引量：3
19
作者 王宇 王世芬 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1994年第3期313-319,共7页
本文介绍了尖前缘翼诱导激波和湍流边界层干扰流场壁面特性，着重强调马赫数影响。给出２．０≤Ｍ＿∞≤８．２、α≤３５°分离流场中，锥型干扰区内主分离线和再附线位置与无粘激波角β和迎角α的相关式，证实无粘条件是控制锥型... 本文介绍了尖前缘翼诱导激波和湍流边界层干扰流场壁面特性，着重强调马赫数影响。给出２．０≤Ｍ＿∞≤８．２、α≤３５°分离流场中，锥型干扰区内主分离线和再附线位置与无粘激波角β和迎角α的相关式，证实无粘条件是控制锥型区尺度的主要因素。而高超声速与超声速干扰流中二次分离随激波强度的不同发展，表明干扰流场的细致结构与可压缩性有关。 展开更多
关键词 分离流动 激波 飞机 高超音速流动
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凹腔前缘角对超声速燃烧室性能的影响 被引量：4
20
作者 贾真 吴迪 +1 位作者 朴英 薛梅新 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第5期993-998,共6页
针对带有不同前缘角的凹腔内流动和燃烧过程,分别在冷态和燃烧条件下探讨了前缘角对凹腔内流动损失及阻力特性的影响.研究表明:在壁面垂直喷射的喷口上游和凹腔内部均会形成低速、高温回流区,有利于点火及火焰稳定,燃烧反压通过边界层... 针对带有不同前缘角的凹腔内流动和燃烧过程,分别在冷态和燃烧条件下探讨了前缘角对凹腔内流动损失及阻力特性的影响.研究表明:在壁面垂直喷射的喷口上游和凹腔内部均会形成低速、高温回流区,有利于点火及火焰稳定,燃烧反压通过边界层的亚声速区域上传,形成激波/边界层干扰结构.减小前缘角,可使剪切层分离位置提前,更偏向凹腔内部,导致凹腔后壁面再附激波增强,进而增大了总压损失,降低了总压恢复系数;亦可导致凹腔前、后壁面压差阻力增大,阻力系数上升.进一步认识了凹腔内部流场及稳焰增混机理,进而为优化凹腔结构设计提供依据. 展开更多
关键词 凹腔 前缘角 激波/边界层干扰 总压恢复系数 阻力系数
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