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微射流作用下的超声速流场控制机理研究

刘平超 刘艳明 陈思成 秦洋

刘平超, 刘艳明, 陈思成, 等 . 微射流作用下的超声速流场控制机理研究[J]. 北京航空航天大学学报, 2017, 43(7): 1491-1500. doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2016.0515
引用本文: 刘平超, 刘艳明, 陈思成, 等 . 微射流作用下的超声速流场控制机理研究[J]. 北京航空航天大学学报, 2017, 43(7): 1491-1500. doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2016.0515
LIU Pingchao, LIU Yanming, CHEN Sicheng, et al. Study of supersonic flow field control mechanism with micro jet[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2017, 43(7): 1491-1500. doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2016.0515(in Chinese)
Citation: LIU Pingchao, LIU Yanming, CHEN Sicheng, et al. Study of supersonic flow field control mechanism with micro jet[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2017, 43(7): 1491-1500. doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2016.0515(in Chinese)

微射流作用下的超声速流场控制机理研究

doi: 10.13700/j.bh.1001-5965.2016.0515
基金项目: 

清华大学汽车安全与节能国家重点实验室开放基金 KF14011

详细信息
    作者简介:

    刘平超  男, 硕士研究生。主要研究方向:流动控制

    刘艳明  女, 博士, 副教授。主要研究方向:内外流流动控制、叶轮机械气动热力学

    陈思成  男, 硕士研究生。主要研究方向:流动控制

    秦洋  男, 硕士研究生。主要研究方向:流动控制

    通讯作者:

    刘艳明, E-mail:liuym@bit.edu.cn

  • 中图分类号: V221.3

Study of supersonic flow field control mechanism with micro jet

Funds: 

Open foundation for State Key Laboratory of Automotive Safety and Energy of Tsinghua University KF14011

More Information
  • 摘要:

    以24°压缩拐角为流场模型,针对不同注入总压微射流作用下来流马赫数为2.9的超声速压缩拐角流场进行了数值研究,喷射方向与来流垂直。研究表明,微射流阻挡作用下,其下游速度被减小,而减弱了分离激波强度。此外,微射流与来流耦合会产生正反向旋转流向涡对,在其下洗作用下,高能量流体被带入到边界层底部近壁面处,使此处低能流体被激活,进而增强了边界层的抗逆压能力不易发生分离,且这种激活能力会随注入总压的增加而增强。权衡控制效果和注入能量认为,注入压比(注入总压/来流总压)为0.60的微射流为最优方案,在其作用下,拐角区分离面积被减小了近70%、激波交汇点与壁面的距离被降低了近37%、分离激波强度被削弱近12%。

     

  • 图 1  计算模型

    Figure 1.  Calculation model

    图 2  网格布局

    Figure 2.  Grid layout

    图 3  实验模型[15]

    Figure 3.  Experimental model[15]

    图 4  模拟结果与实验数据[15]对比

    Figure 4.  Comparison between simulation results and experimental data[15]

    图 5  不同方案MJ展向中心平面马赫数云图

    Figure 5.  Mach number contours of different schemes at spanwise center surface near MJ

    图 6  三维涡结构示意图

    Figure 6.  Sketch map of three-dimensional vortex structure

    图 7  X=-40D处不同方案涡量云图

    Figure 7.  Vorticity contours of different schemes at X=-40D

    图 8  Case 4中CVP流向变化特性

    Figure 8.  Streamwise variation feature of CVP in Case 4

    图 9  不同方案CVP流向变化特性

    Figure 9.  CVP variation feature of different schemes in streamwise direction

    图 10  展向壁面剪切系数分布

    Figure 10.  Shear coefficient distribution at spanwise wall surface

    图 11  Z=-1D处流向速度分布

    Figure 11.  Streamwise velocity distribution at Z=-1D

    图 12  压缩拐角附近壁面剪切系数云图

    Figure 12.  Shear coefficient contours at wall surface around compression corner

    图 13  展向中部面压力系数云图

    Figure 13.  Pressure coefficient contours at spanwise center surface

    图 14  压缩拐角附近壁面中心线的压力系数分布曲线

    Figure 14.  Pressure coefficient distribution curves at center line of wall surface around compression corner

    表  1  来流参数及边界层厚度

    Table  1.   Incoming flow parameters and boundary layer thickness

    参数 来流总压/kPa 来流总温/K 来流马赫数 单位雷诺数/(107 m-1) 边界层厚度/mm
    数值 680 265 2.9 6.5 15.4
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    表  2  各方案MJ入口参数及出口平均马赫数

    Table  2.   Inlet parameters and average outlet Mach number of MJ in different schemes

    方案 入口总压/kPa 注入压比 入口总温/K 出口平均马赫数
    No control 265
    Case 1 78 0.11 265 0.84
    Case 2 108 0.16 265 0.86
    Case 3 308 0.45 265 0.86
    Case 4 408 0.60 265 0.86
    Case 5 680 1 265 0.86
      注:No control为未加MJ方案。
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    表  3  不同方案X=-40D处最大涡量

    Table  3.   Maximum vorticity of different schemes at X=-40D

    方案 Case 1 Case 2 Case 3 Case 4 Case 5
    Ωmax/(104 s-1) 3.89 5.56 11.97 12.31 9.90
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    表  4  分离激波前后压强

    Table  4.   Pressure before and after separation of shock wave

    方案 波前压强/kPa 波后压强/kPa 波后压强/波前压强
    No control 21.7 40.2 1.85
    Case 1 21.7 38.7 1.78
    Case 2 21.7 38.3 1.76
    Case 3 22.0 35.9 1.63
    Case 4 22.1 35.9 1.62
    Case 5 22.6 36.3 1.61
    下载: 导出CSV
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出版历程
  • 收稿日期:  2016-06-14
  • 录用日期:  2016-07-22
  • 刊出日期:  2017-07-20

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