二维高超声速进气道内激波-边界层相互作用  

Shockwave-boundary layer interaction in 2D hypersonic inlets

作　　者：黄舶[1] 李祝飞[1] 贾立超[1] 杨基明[1] 罗喜胜[1] 

机构地区：[1]中国科学技术大学近代力学系激波实验室,安徽合肥230027

出　　处：《中国科学技术大学学报》2011年第12期1084-1089,共6页JUSTC

基　　金：国家自然科学基金(11072237)资助

摘　　要：在多级压缩二维高超声速进气道中,激波边界层相互作用在前后两级压缩面交界的折角处会诱发壁面流动的分离,导致分离泡的产生.压缩面折角位置产生的激波与唇口处边界层相互作用,同样会诱发明显的壁面流动分离.这些分离现象均存在较为明显的动态特征和空间结构上的不稳定性,对进气道内流场及起动性能存在一定的影响.这里主要利用改进的高速纹影系统对二维二级压缩进气道内的流动结构进行观测及分析,揭示了分离流动的细节结构以及演化过程.在此基础上,采用改变壁面粗糙度以促进边界层转捩、壁面添加扰流器促进边界层内掺混流动等措施改变边界层流动状况,观察边界层控制对分离流动的影响,并取得了初步的结果.In 2D hypersonic inlets with multi-compression ramps,flow separations may occur at the compression corners and the cowl.These separations,which show significant unsteadiness,result in non-uniformity of the flow field and reduce the efficiency of the inlet flow,or even cause the inlet unstart.A 2D double wedge ramp configuration was tested in a shock tunnel to investigate the shock wave-boundary layer interaction（SWBLI） behaviors.Schlieren optical system equipped with a high-speed CCD camera was employed to visualize the SWBLI flow field.Details of flow structures in the separation regions were demonstrated.Vortex generators and rough surfaces were tested to examine their suppression effects of the separation.

关 键 词：高超声速进气道 激波-边界层相互作用 流动分离 流动控制 

分 类 号：O357.42[理学—流体力学]