高超声速进气道转捩片制造技术

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。

Hypersonic inlet transition plate

The turning blade of hypersonic inlet is fixed at a certain position between the front surface of the inlet and the leading edge of the inlet, with the tip of the teeth pointing to the inflow and perpendicular to the inflow direction; the thickness of the sawtooth turning blade h=0-0.2mm; the sawtooth angle a=60-120 degrees; the height of the sawtooth turning blade is designed according to the flow instability characteristics of the shear layer at the compression corner of the inlet; the material of the sawtooth turning blade is that the melting point is higher than the flow direction. Material with local total temperature; serrated transition blades are bonded with high temperature resistant adhesives or otherwise fixed on the surface of the intake port precursor. Wind tunnel tests and large eddy simulations show that the zigzag transition plate can effectively trigger the transition of the inlet precursor boundary layer under the condition of wide Mach number inflow, which makes the boundary layer enter turbulent state at the inlet entrance, thus suppressing the flow separation caused by the interaction between the reflected shock wave from the inlet lip and the boundary layer, reducing the total pressure loss of the inlet and improving the performance of the inlet.

【技术实现步骤摘要】
高超声速进气道转捩片
本专利技术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

技术介绍
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。
技术实现思路
本专利技术解决的技术问题：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。本专利技术的技术原理：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，本专利技术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。本专利技术的技术解决方案：高超声速进气道转捩片，其特征在于：转捩片呈锯齿形；锯齿齿尖指向来流方向并与来流方向垂直；转捩片在流场下游的形状不作特殊要求；转捩片厚度h＝0～0.2mm；锯齿形角度α＝60°～120°；转捩片布置在进气道前缘与第一级压缩拐角之间且距离进气道前缘一定位置处，用于产生三维扰动波；锯齿形齿高根据进气道压缩拐角处的剪切层流动失稳特性进行设计；转捩片宽度与进气道同宽；转捩片的材料为熔点高于流场当地总温的金属或非金属材料；锯齿形转捩片使用耐高温黏合剂粘贴在进气道表面、或与进气道一体加工、或在进气道表面直接刻线。本专利技术与现有技术相比有益效果为：单片型锯齿形转捩片在转捩机理上不同于常规的涡流发生器，也不同于基于亚谐共振原理的双片型锯齿形转捩片，其技术优势主要表现为以下方面：(1)与涡流发生器相比，锯齿形转捩片结构简单，安装、使用方便。由于其厚度比涡流发生器小一个量级，因此对进气道流场的干扰很小，不会给进气道性能带来任何附加损失，具有低阻、低热流的优点。(2)与双片型转捩片相比，单片型转捩片可在宽马赫数范围内具有较高的转捩效率。双片型锯齿形转捩片是根据当地流场边界层的流动失稳特性(二维失稳波)进行设计的，在不同来流马赫数下由于边界层失稳特性变化很大，一种设计方案往往难以兼顾宽范围来流的转捩需求，使其难以满足工程应用要求。单片型转捩片是根据进气道压缩拐角处剪切层的流动失稳特性(三维失稳波)进行设计，稳定性分析表明：三维失稳波具有比二维失稳波更宽的频率范围和更大的增长率，这使得单片型转捩片可以在更宽的速域内有效触发边界层转捩。风洞试验表明，一种单片型转捩片构型方案可在来流马赫数Ma＝5、6时有效触发进气道压缩面边界层转捩。高精度大涡模拟表明，一种单片型转捩片构型方案在来流马赫数Ma＝4.5、5、6时可以有效触发进气道压缩面边界层转捩。附图说明图1为本专利技术的结构俯视图；图2为本专利技术在进气道上的安装图；图3a、b分别Ma＝5、Ma＝6条件下为未安装锯齿形转捩片的进气道风洞试验波系纹影(进气道不起动)；图4a、b分别Ma＝5、Ma＝6条件下安装锯齿形转捩片的进气道风洞试验波系纹影(进气道起动)；图5为大涡模拟计算得到的Ma＝4.5时边界层转捩涡系结构；图6为大涡模拟计算得到的Ma＝5时边界层转捩涡系结构；图7为大涡模拟计算得到的Ma＝6时边界层转捩涡系结构。具体实施方式如图1、图2所示，本专利技术转捩片为单片型，转捩片锯齿形齿尖指向流场上游，转捩片在流场下游的形状不作特殊要求；转捩片厚度选取范围h＝0～0.2mm；锯齿形角度选取范围α＝60°～120°。转捩片齿尖布置在距离进气道前缘一定位置处，其锯齿形齿高根据进气道压缩拐角剪切层的流动失稳特性进行设计，通过三维流动稳定性(3D-LPSE)分析得出使剪切层失稳的扰动波展向波长λ，根据关系式c＝λ/2/tan(α/2)计算出转捩片齿高。转捩片材料为铝合金、铁等熔点高于流场当地总温的金属材料或非金属材料，其安装方式可使用耐高温黏合剂粘贴或使用其它方式固定在进气道表面。实施例例1：本专利技术在中国航天空气动力技术研究院的FD-07风洞中进行了试验验证，试验来流马赫数Ma＝5、6。根据本文前面所述实施方式，确定出本专利技术所述锯齿形转捩片的尺寸及安装位置。转捩片齿高c＝4mm；锯齿形角度α＝90°；转捩片厚度h＝0.1mm；转捩片粘贴位置至进气道前缘距离s＝40mm，转捩片由铝合金材料切割而成，采用耐高温黏合剂粘贴于进气道表面。图4给出了风洞试验纹影照片。可以看出，未粘贴转捩片前(自然转捩)进气道入口处出现弓形激波，说明由进气道唇口入射激波与层流边界层干扰导致边界层出现了严重流动分离，进气道未能正常起动；粘贴转捩片后，在转捩片作用下边界层由层流转捩为湍流，激波/边界层干扰减弱，进气道正常起动。图5、图6、图7给出了马赫数Ma＝4.5、5、6时锯齿形转捩片触发边界层转捩本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.高超声速进气道转捩片，其特征在于：所述的转捩片呈锯齿形，其厚度h＝0～0.2mm，转捩片安装在进气道前体表面且位于前缘与压缩拐角之间。

【技术特征摘要】
1.高超声速进气道转捩片，其特征在于：所述的转捩片呈锯齿形，其厚度h＝0～0.2mm，转捩片安装在进气道前体表面且位于前缘与压缩拐角之间。2.根据权利要求1所述的高超声速进气道转捩片，其特征在于：所述的锯齿形角度α＝60°～120°。3.根据权利要求1所述的高超声速进气道转捩片，其特征在于：所述的转捩片齿高通过下述方式进行确定：首先计算出进气道压缩拐角处的剪切层流场，再通过三维流动稳定性分析得出使剪切层失稳的三维扰动波展向波长λ，则转捩片的齿高c＝λ/2/tan(α/2)。4.根据权利要求1所述的高超声速进气道转捩片，其特征在于：所述的锯齿形转捩片齿尖指向来流方向，与来流垂直。5....

【专利技术属性】
技术研发人员：沈清，张红军，赵俊波，尚庆，纪锋，关发明，杨武兵，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11