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近轴对称内收缩流场中的激波干扰

姬隽泽 李祝飞 张恩来 杨基明

姬隽泽, 李祝飞, 张恩来, 等. 近轴对称内收缩流场中的激波干扰[J]. 实验流体力学, 2019, 33(5): 1-9. doi: 10.11729/syltlx20190046
引用本文: 姬隽泽, 李祝飞, 张恩来, 等. 近轴对称内收缩流场中的激波干扰[J]. 实验流体力学, 2019, 33(5): 1-9. doi: 10.11729/syltlx20190046
Ji Junze, Li Zhufei, Zhang Enlai, et al. Shock interactions in near-axisymmetric internal contraction flows[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2019, 33(5): 1-9. doi: 10.11729/syltlx20190046
Citation: Ji Junze, Li Zhufei, Zhang Enlai, et al. Shock interactions in near-axisymmetric internal contraction flows[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2019, 33(5): 1-9. doi: 10.11729/syltlx20190046

近轴对称内收缩流场中的激波干扰

doi: 10.11729/syltlx20190046
基金项目: 

国家自然科学基金项目 11872356

国家自然科学基金项目 11772325

国家自然科学基金项目 11621202

详细信息
    作者简介:

    姬隽泽(1994-), 男, 河南平顶山人, 博士研究生。研究方向:高超声速空气动力学。通信地址:安徽省合肥市中国科学技术大学工程科学学院近代力学系(230027)。E-mail:jijunze@mail.ustc.edu.cn

    通讯作者:

    李祝飞, E-mail: lizhufei@ustc.edu.cn

  • 中图分类号: V211.48;O354.5

Shock interactions in near-axisymmetric internal contraction flows

  • 摘要: 针对高超声速三维内转式进气道中的复杂曲面激波干扰问题,提炼出不同来流迎角下的内收缩直锥流场,采用激波风洞实验观测结合数值模拟的方法,高效揭示小幅偏离轴对称状态时,内收缩直锥流场中的激波汇聚效应及干扰机理。结果表明:在轴对称情况下,即使内收缩直锥的前缘压缩角很小,由于汇聚效应,激波逐渐增强,在轴线上必然发生马赫反射并形成马赫盘,继而终止了激波的进一步汇聚增强;而在来流有迎角情况下,流场小幅度偏离轴对称后,表现出复杂的三维特征;沿流向迎风侧激波的汇聚增强比背风侧更快,在对称面上迎风侧和背风侧激波干扰的位置偏离轴线,并且可以发生规则反射;在对称面发生规则反射的情况下,激波反射后局部能够达到的压力比发生马赫反射的情况下马赫盘后的压力更高;随着内收缩直锥前缘压缩角的增大,对称面上发生规则反射时的临界迎角也呈现增大趋势。
  • 图  1  实验模型对称面结构示意图

    Figure  1.  Schematic of the experimental model

    图  2  纹影拍摄光路

    Figure  2.  Optical path of the schlieren method

    图  3  PLS光路

    Figure  3.  Optical path of the PLS method

    图  4  θ=10°构型的轴对称和二维流场数值纹影对比

    Figure  4.  Numerical schlieren comparison of the axisymmetric and planar flow field for the θ=10° configuration

    图  5  θ=10°构型轴对称流场x/L=1.63和2.35截面散射图像

    Figure  5.  PLS images on the sections of x/L=1.63 and 2.35 for the θ=10° configuration

    图  6  θ=10°和12°两种构型的轴对称流场实验纹影(竖直刀口)及数值结果(纹影和压力等值线)

    Figure  6.  Experimental schlieren images (vertical knife edge) and numerical results (schlieren and pressure contours) of the axisymmetric flow fields for the θ=10° and 12° configurations

    图  7  θ=10°构型在α=2°时的纹影(竖直刀口)

    Figure  7.  Schlieren images (vertical knife edge) for the θ=10° configuration at α=2°

    图  8  θ=10°构型在α=2°时x/L=1.60、2.30和2.70截面的流场图像

    Figure  8.  Flow features on the sections of x/L=1.60, 2.30 and 2.70 for the θ=10° configuration at α=2°

    图  9  θ=10°构型在α=5°时的纹影

    Figure  9.  Schlieren images for the θ=10° configuration at α=5°

    图  10  θ=10°构型α=5°时x/L=1.60、2.44、2.52、2.57、2.68和2.76截面的流场图像

    Figure  10.  Flow features on the sections of x/L=1.60, 2.44, 2.52, 2.57, 2.68 and 2.76 for the θ=10° configuration at α=5°

    图  11  θ=10°构型在α=3°和4°时流场对称面的数值纹影

    Figure  11.  Numerical schlieren images on the symmetry plane for the θ=10° configuration at α=3° and 4°

    图  12  θ=12°构型在α=2°时的纹影

    Figure  12.  Schlieren images for the θ=12° configuration at α=2°

    图  13  θ=12°构型α=2°时x/L=2.18和2.30截面的流场图像

    Figure  13.  Flow features on the sections of x/L=2.18 and 2.30 for the θ=12° configuration at α=2°

    图  14  θ=12°构型在α=5°时的纹影

    Figure  14.  Schlieren images for the θ=12° configuration at α=5°

    图  15  θ=12°构型α=5°时x/L=1.60、2.20和2.40截面的流场图像

    Figure  15.  Flow features on the sections of x/L=1.60, 2.20 and 2.40 for the θ=12° configuration at α=5°

    图  16  θ=12°构型在α=6°时流场对称面的数值纹影

    Figure  16.  Numerical schlieren image on the symmetry plane for the θ=12° configuration at α=6°

  • [1] You Y C. An overview of the advantages and concerns of hypersonic inward turning inlets[R]. AIAA 2011-2269, 2011.
    [2] Ben-Dor G. Shock wave reflection phenomena[M].New York:Springer, 2007.
    [3] Timofeev E, Mölder S, P Voinovich, et al. Shock wave reflections in axisymmetric flow[C]//Proc of the 23rd International Symposium on Shock Waves. 2001.
    [4] 李永洲.马赫数分布可控的高超声速内收缩进气道及其一体化设计研究[D].南京: 南京航空航天大学, 2014. http://cdmd.cnki.com.cn/Article/CDMD-10287-1015951706.htm

    Li Y Z. Investigation of hypersonic inward turning inlet with controlled Mach number distribution and its integrated design[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronau-tics, 2014. http://cdmd.cnki.com.cn/Article/CDMD-10287-1015951706.htm
    [5] 尤延铖, 梁德旺.内乘波式进气道内收缩基本流场研究[J].空气动力学学报, 2008, 26(2):203-207. doi: 10.3969/j.issn.0258-1825.2008.02.012

    You Y C, Liang D W. Investigation of internal compression flow field for internal waverider-derived inlet[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2008, 26(2):203-207. doi: 10.3969/j.issn.0258-1825.2008.02.012
    [6] 王卫星, 李博, 郭荣伟.不同反压下椭圆形隔离段流场特征与气动性能[J].航空动力学报, 2010(3):647-653. http://d.old.wanfangdata.com.cn/Periodical/hkdlxb201003027

    Wang W X, Li B, Guo R W. Flow characteristic and aerodynamic performance in elliptic shape isolator at different back pressures[J]. Journal of Aerospace Power, 2010(3):647-653. http://d.old.wanfangdata.com.cn/Periodical/hkdlxb201003027
    [7] 何粲.双模态超燃冲压发动机隔离段流动特性研究[D].绵阳: 中国空气动力研究与发展中心, 2015.

    He C.Investigation of flow characteristics in the dual-mode scramjet isolator[D]. Mianyang: China Aerodynamics Research and Development Center, 2015.
    [8] Mölder S. Internal, axisymmetric, conical flow[J]. AIAA Journal, 1967, 5(7):1252-1255. doi: 10.2514/3.4179
    [9] Hornung H G. Oblique shock reflection from an axis of symmetry[J]. Journal of Fluid Mechanics, 2000, 409:1-12. doi: 10.1017/S0022112099007831
    [10] Hornung H G, Schwendeman D W. Oblique shock reflection from an axis of symmetry:shock dynamics and relation to the Guderley singularity[J]. Journal of Fluid Mechanics, 2001, 438:231-245. doi: 10.1017/S0022112001004360
    [11] Filippi A A. Supersonic flow fields resulting from axisymmetric internal surface curvature[J]. Journal of Fluid Mechanics, 2017, 831:271-288. doi: 10.1017/jfm.2017.643
    [12] Mölder S. Curved aerodynamic shock waves[D]. Montreal: McGill University, 2012.
    [13] Mölder S. Curved shock theory[J]. Shock Waves, 2016, 26(4):337-353. doi: 10.1007/s00193-015-0589-9
    [14] Mölder S. Flow behind concave shock waves[J]. Shock Waves, 2017, 27(1-4):1-10. http://d.old.wanfangdata.com.cn/Periodical/bzycj201705010
    [15] Li Z F, Gao W Z, Jiang H L, et al. Unsteady behaviors of a hypersonic inlet caused by throttling in shock tunnel[J]. AIAA Journal, 2013, 51(10):2458-2492. http://www.wanfangdata.com.cn/details/detail.do?_type=perio&id=68780f03a6ac94cba81e8f6eb8323a3d
    [16] 李祝飞, 高文智, 李鹏, 等.一种进气道自起动特性检测方法[J].实验流体力学, 2013, 27(2):14-18. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2013.02.003

    Li Z F, Gao W Z, Li P, et al.A test method for inlet self-starting ability detection[J]. Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2013, 27(2):14-18. doi: 10.3969/j.issn.1672-9897.2013.02.003
    [17] 张恩来, 李祝飞, 李一鸣, 等.斜激波入射V形钝前缘溢流口激波干扰研究[J].实验流体力学, 2018, 32(3):50-57. http://www.syltlx.com/CN/abstract/abstract11105.shtml

    Zhang E L, Li Z F, Li Y M, et al. Investigation on the shock interactions between an incident shock and a plate with V-shaped blunt leading edge[J].Journal of Experiments in Fluid Mechanics, 2018, 32(3):50-57. http://www.syltlx.com/CN/abstract/abstract11105.shtml
    [18] 李一鸣, 李祝飞, 杨基明, 等.典型高超声速内转式进气道激光散射流场显示[J].航空学报, 2017, 38(12):138-149. http://d.old.wanfangdata.com.cn/Periodical/hkxb201712013

    Li Y M, Li Z F, Yang J M, et al. Flow visualization of a typical inward-turning inlet using laser scatting[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2017, 38(12):138-149. http://d.old.wanfangdata.com.cn/Periodical/hkxb201712013
    [19] Miles R B, Lempert W R, Forkey J N. Laser rayleigh scattering[J]. Measurement Science and Technology, 2001, 12(5):R33-R51. http://d.old.wanfangdata.com.cn/Periodical/gxxb200803031
    [20] 肖丰收.若干典型高超声速激波干扰流动特性研究[D].合肥: 中国科学技术大学, 2016. http://cdmd.cnki.com.cn/Article/CDMD-10358-1016319976.htm

    Xiao F S. Research on flow characteristics of Some typical hypersonic shock wave interactions[D]. Hefei: University of Science and Technology of China, 2016. http://cdmd.cnki.com.cn/Article/CDMD-10358-1016319976.htm
    [21] 阎超, 涂正光, 于晓红, 等.激波碰撞干扰流动非定常效应的数值研究[J].北京航空航天大学学报, 2003, 29(3):214-217. doi: 10.3969/j.issn.1001-5965.2003.03.007

    Yan C, Tu Z G, Yu X H. Numerical research on unsteady effect of shock-shock interference flow[J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2003, 29(3):214-217. doi: 10.3969/j.issn.1001-5965.2003.03.007
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出版历程
  • 收稿日期:  2019-01-31
  • 修回日期:  2019-05-05
  • 刊出日期:  2019-10-25

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    2021年8月13日