基于Isight的二元進氣道壓縮楔射流控制參數優化

孫馮濤, 史志偉, 張偉麟, 丁保政, 舒彥淋

(南京航空航天大學航空學院, 江蘇南京 210016)

引 言

自高超聲速飛行的概念提出以來, 以超燃沖壓發動機為動力的吸氣式高超聲速飛行器研究日益受到關注[1]。高超聲速進氣道作為現代高超聲速飛行器的重要組成部分, 飛行空域廣、 速域大。對于固定幾何的進氣道, 當來流Mach數低于設計Mach數時, 進氣道的喉道流通能力低, 進氣道不易起動; 當來流Mach數高于設計Mach數時, 壓縮激波容易直接打入進氣道唇口, 使得進氣道進入超額定狀態, 容易引發激波干擾降低進氣道性能。

為使二元進氣道能夠滿足現代化飛行的寬速域要求, 采用變幾何進氣道或者加入主動流動控制, 均可在一定程度上提高進氣道性能。變形控制方式主要以形狀記憶合金作為載體, 根據記憶合金形狀隨溫度變化而變化的特性改變幾何體局部形狀達到控制效果[2-4]; 主動控制方式包括射流激勵[5-9]、 壁面抽吸[10-12]、 磁流體控制[13-15]、 合成射流[16-18]、 等離子體控制[19-21]等, 可以應對復雜流場環境, 達到高效、 準確的控制效果。對于射流激勵方面, Haws等[5]在21世紀初針對射流激勵控制高超聲速進氣道前體激波進行了研究, 通過改變射流強度探究射流對進氣道前體激波的控制效果。南京航空航天大學的Tan等[8]在Haws的基礎上提出一種新型射流激勵方式, 通過注入少量射流迫使邊界層向外偏轉, 從而使得激波也向外偏轉, 實現控制激波角度的目的。南京航空航天大學的靳守……