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    一種二元高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)特性的尺度效應(yīng)研究

    2014-04-17 10:35:32李祝飛肖豐收姜宏亮劉坤偉高文智楊基明
    實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2014年3期
    關(guān)鍵詞:縮尺來(lái)流進(jìn)氣道

    凌 崗,李祝飛,肖豐收,姜宏亮,劉坤偉,高文智,楊基明

    (1.中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)近代力學(xué)系,合肥 230027;2.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心,四川綿陽(yáng) 621000)

    0 引 言

    進(jìn)氣道作為吸氣式高超聲速飛行器的主要部件,通過(guò)捕獲和壓縮空氣,為發(fā)動(dòng)機(jī)燃燒室提供所需來(lái)流條件,其起動(dòng)性能的好壞將直接影響推進(jìn)系統(tǒng)能否正常工作。因此進(jìn)氣道的起動(dòng)性能是判斷高超聲速進(jìn)氣道設(shè)計(jì)優(yōu)劣的一個(gè)關(guān)鍵指標(biāo)[1]。

    進(jìn)氣道“起動(dòng)”狀態(tài),一般來(lái)說(shuō)是指當(dāng)進(jìn)氣道內(nèi)部的流動(dòng)現(xiàn)象沒(méi)有改變進(jìn)氣道流量捕獲特性時(shí),進(jìn)氣道是起動(dòng)的[2]。引起進(jìn)氣道不起動(dòng)的主要因素有:來(lái)流馬赫數(shù)過(guò)低,捕獲的流量難于全部通過(guò)喉道;激波邊界層等復(fù)雜干擾引起分離,造成流動(dòng)壅塞;反壓過(guò)高,超出隔離段承受能力等等[3]。目前的研究對(duì)后兩者關(guān)注比較多。

    在傳統(tǒng)的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中,通常實(shí)驗(yàn)?zāi)M首先保證的是來(lái)流馬赫數(shù)相等,模型幾何相似,而在其他方面則可能會(huì)根據(jù)具體情況不得不適當(dāng)放寬相似要求。例如受風(fēng)洞尺寸的限制,實(shí)驗(yàn)?zāi)P拖鄬?duì)飛行器來(lái)說(shuō)大多會(huì)有一定比例的縮小。在高超聲速進(jìn)氣道相關(guān)研究中,為了充分體現(xiàn)內(nèi)外流耦合的特征,實(shí)驗(yàn)?zāi)P屯枰捎脵C(jī)體與進(jìn)氣道的一體化設(shè)計(jì),這將進(jìn)一步使得進(jìn)氣道部分的尺寸受限而采用較大幅度的縮比模型。值得注意的是,對(duì)于不同尺度的進(jìn)氣道模型,由于一體化耦合的復(fù)雜性,雷諾數(shù)、氣流熱力參數(shù)甚至壁溫等條件變化時(shí),其流場(chǎng)結(jié)構(gòu)、邊界層轉(zhuǎn)捩位置、分離區(qū)大小等都會(huì)有一定程度的差別,從而影響進(jìn)氣道的起動(dòng)能力。由此可見(jiàn),在高超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)實(shí)驗(yàn)中,尺度效應(yīng)是不容忽視的問(wèn)題。

    尺度效應(yīng)引起的差異,已引起國(guó)內(nèi)外學(xué)者的關(guān)注。在理論上,國(guó)內(nèi)外有不少研究指出了傳統(tǒng)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)?zāi)P驮O(shè)計(jì)縮尺比例由風(fēng)洞尺寸決定的方法的不足,并提出了通過(guò)CFD對(duì)地面實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行修正,以得到與真實(shí)飛行條件下更為接近的數(shù)據(jù)[4-6]。Pulsonetti和Stalker在研究尺度對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的影響時(shí)指出,不同尺度模型邊界層厚度的變化會(huì)對(duì)進(jìn)氣道工作狀態(tài)產(chǎn)生一定的影響[7]。國(guó)防科學(xué)技術(shù)大學(xué)的金亮等研究了模型縮比尺度對(duì)飛行器整體性能的影響,指出內(nèi)流道摩阻系數(shù)不同會(huì)導(dǎo)致全尺寸模型與縮比模型阻力系數(shù)的不同[8]。南航的劉凱禮研究了不同尺度對(duì)進(jìn)氣道動(dòng)態(tài)迎角特性的影響,指出隨著進(jìn)氣道尺度增加,放大后的進(jìn)氣道動(dòng)態(tài)迎角的影響也隨之增加[9]。在這些研究中,作者們大多關(guān)注的是進(jìn)氣道縮尺效應(yīng)對(duì)氣動(dòng)特性的影響,而對(duì)于進(jìn)氣道起動(dòng)性能的研究尚未見(jiàn)到相關(guān)報(bào)道。

    本文針對(duì)進(jìn)氣道不同縮尺模型,開(kāi)展自起動(dòng)馬赫數(shù)的數(shù)值模擬,考察了這些縮尺模型之間起動(dòng)性能的差異;同時(shí)對(duì)這種差異進(jìn)行分析,期望找出其影響機(jī)理。在數(shù)值模擬的基礎(chǔ)上,選擇合適的模型進(jìn)行必要的實(shí)驗(yàn)考核和探討。

    1 計(jì)算與實(shí)驗(yàn)方法

    為便于研究,減少過(guò)多復(fù)雜因素的干擾,選取了一種結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單的二元進(jìn)氣道模型。圖1(a)為采用的高超聲速二元混壓式進(jìn)氣道模型示意圖。外壓段采用兩級(jí)壓縮,唇口為尖前緣設(shè)計(jì),進(jìn)氣道基準(zhǔn)模型選用的內(nèi)收縮比為1.53,通過(guò)前后移動(dòng)唇口位置可以改變進(jìn)氣道內(nèi)收縮比。此構(gòu)型在本課題組前期研究中有一定的基礎(chǔ),數(shù)據(jù)較為豐富,有利于結(jié)果的比較?;鶞?zhǔn)進(jìn)氣道構(gòu)型的具體尺寸參照相關(guān)文獻(xiàn)[10]。為提高計(jì)算效率,對(duì)三維計(jì)算域進(jìn)行了半模等簡(jiǎn)化,如圖1(b)所示。圖1(c)為實(shí)驗(yàn)中所采用模型的照片。

    圖1 二元進(jìn)氣道計(jì)算與實(shí)驗(yàn)?zāi)P虵ig.1 Diagram of 2Dhypersonic inlet and Computational domain

    計(jì)算采用Fluent商用軟件進(jìn)行N-S方程數(shù)值求解,湍流模型選擇S-A模型,通量格式采用AUSM格式。邊界條件采用壓力遠(yuǎn)場(chǎng)條件、壓強(qiáng)出口條件和等溫?zé)o滑移固壁,粘性系數(shù)采用Sutherland公式計(jì)算。計(jì)算以低馬赫數(shù)(如M∞=3)得到進(jìn)氣道不起動(dòng)流場(chǎng),然后以上一步的收斂解作為初場(chǎng),逐步增加來(lái)流馬赫數(shù)進(jìn)行續(xù)算,直至進(jìn)氣道起動(dòng),所對(duì)應(yīng)的馬赫數(shù)即為自起動(dòng)馬赫數(shù)[11]。為便于實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證,本文采用激波風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)中M∞=5.9條件相同的動(dòng)壓和總溫配置得到各來(lái)流馬赫數(shù)下的來(lái)流條件。在這種配置方法下,來(lái)流單位雷諾數(shù)Re1,∞約為5.1×106m-1。計(jì)算中涉及到變雷諾數(shù)的問(wèn)題都是以此來(lái)流和構(gòu)型尺寸為基準(zhǔn)條件(即表1中的1∶1尺度)進(jìn)行的。

    計(jì)算主要從兩個(gè)方面進(jìn)行了考核,表1給出了數(shù)值模擬的主要內(nèi)容。算例1主要對(duì)不同縮比模型自起動(dòng)馬赫數(shù)進(jìn)行了模擬,以考核尺度效應(yīng)對(duì)進(jìn)氣道自起動(dòng)馬赫數(shù)的影響??紤]到便于比較以及之后匹配雷諾數(shù)的方便,除基準(zhǔn)模型外,計(jì)算中主要選擇了1∶2和1∶4模型進(jìn)行數(shù)值模擬,另外,為增大考核范圍,還選擇了1∶10的模型進(jìn)行對(duì)比。算例2主要考核雷諾數(shù)的影響,具體來(lái)說(shuō)是通過(guò)提高1∶2模型的來(lái)流單位雷諾數(shù)使其和基準(zhǔn)條件下1∶1模型的雷諾數(shù)相等來(lái)考核其起動(dòng)能力。

    表1 典型算例參數(shù)設(shè)置Table 1 Typical cases in the numerical simulation

    計(jì)算中對(duì)1∶1模型分別給出了310萬(wàn)和186萬(wàn)左右兩種網(wǎng)格形式,近壁面處網(wǎng)格采用等比加密,壁面第一層網(wǎng)格高度5μm,計(jì)算得到兩種網(wǎng)格計(jì)算自起動(dòng)馬赫數(shù)分別為4.6和4.7,變化很小。為減少計(jì)算量,采用網(wǎng)格較少的模型。另外,在來(lái)流M∞=5.5時(shí)對(duì)比數(shù)值紋影與實(shí)驗(yàn)結(jié)果,發(fā)現(xiàn)二者的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果也吻合得較好(這在后文的實(shí)驗(yàn)部分有所說(shuō)明),表明計(jì)算結(jié)果具有較好的可信度。

    2 結(jié)果討論與分析

    2.1 不同縮尺模型的自起動(dòng)馬赫數(shù)

    在進(jìn)氣道起動(dòng)研究中,一般認(rèn)為分離激波位于進(jìn)氣道入口之后,沒(méi)有亞聲速溢流,即進(jìn)氣道內(nèi)部的流動(dòng)現(xiàn)象沒(méi)有改變進(jìn)氣道流量捕獲特性時(shí),認(rèn)為進(jìn)氣道處于起動(dòng)狀態(tài)。圖2給出了1∶1模型不同馬赫數(shù)下的對(duì)稱(chēng)面馬赫數(shù)分布和壁面極限流線圖。從圖中可以看出,在M∞=3時(shí),進(jìn)氣道入口存在比較大的分離,分離激波在進(jìn)氣道入口前,流道有明顯的壅塞,大量氣流從進(jìn)氣道唇口外部溢出,進(jìn)氣道處于不起動(dòng)狀態(tài)。

    在來(lái)流馬赫數(shù)增加到4.5和4.6時(shí),分離激波位置雖然位于進(jìn)氣道進(jìn)口內(nèi)側(cè),但由于流動(dòng)的三維性,壁面極限流線圖上看到,實(shí)際上在側(cè)板和唇口交界處,仍有大量的氣流溢出,說(shuō)明在這兩個(gè)來(lái)流馬赫數(shù)條件下,進(jìn)氣道依然是不起動(dòng)的。然而,當(dāng)繼續(xù)增加來(lái)流馬赫數(shù)到4.7時(shí),流場(chǎng)結(jié)構(gòu)卻出現(xiàn)了顯著的變化:對(duì)稱(chēng)面馬赫數(shù)分布圖上看出入口處分離激波消失,進(jìn)氣道內(nèi)部形成暢通的超聲速流道,壁面極限流線圖上也沒(méi)有明顯的溢流。表明在這個(gè)來(lái)流馬赫數(shù)下,進(jìn)氣道已經(jīng)處于起動(dòng)狀態(tài)。由此判斷,1∶1模型自起動(dòng)馬赫數(shù)為4.7。同樣,對(duì)其他三種縮比模型自起動(dòng)情況也進(jìn)行了數(shù)值模擬。表2給出了各縮比模型自起動(dòng)馬赫數(shù)比較情況??梢钥闯?,隨著模型尺度的減小,進(jìn)氣道自起動(dòng)馬赫數(shù)有明顯的增加,特別是在模型縮小到1∶10時(shí),進(jìn)氣道很難實(shí)現(xiàn)自起動(dòng),自起動(dòng)馬赫數(shù)已經(jīng)增加到了Mselfstart=7.6。

    圖2 1∶1模型不同來(lái)流馬赫數(shù)條件下流場(chǎng)Fig.2 The flow field in different Mach numbers of 1∶1model

    表2 各縮比模型對(duì)應(yīng)的自起動(dòng)馬赫數(shù)Table 2 Self-starting Mach number of different models

    為分析導(dǎo)致不同縮尺模型自起動(dòng)馬赫數(shù)不同的原因,對(duì)不同縮尺模型流場(chǎng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了對(duì)比。為了突出尺寸的影響,這里固定單位雷諾數(shù),并統(tǒng)一選擇M∞=4.5的流場(chǎng)來(lái)比較各模型不起動(dòng)狀態(tài)下的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)。圖3分別給出了各縮比模型在M∞=4.5時(shí)入口附近對(duì)稱(chēng)面的馬赫數(shù)分布。從圖中可以直觀看到,隨著模型尺度的減小,進(jìn)氣道入口處流動(dòng)分離區(qū)隨之增大,分離激波逐漸被推向上游。

    在相同單位雷諾數(shù)條件下,不同縮尺模型的雷諾數(shù)是不同的,而分離區(qū)的大小和雷諾數(shù)有很大的關(guān)系。因此有必要對(duì)雷諾數(shù)進(jìn)行重點(diǎn)考察。

    圖3 各模型M∞=4.5對(duì)稱(chēng)面馬赫數(shù)分布Fig.3 The Mach number contour in the symmetry plane of M∞=4.5

    2.2 雷諾數(shù)對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)性能的影響

    為研究雷諾數(shù)的影響,對(duì)1∶2模型和1∶1模型雷諾數(shù)進(jìn)行匹配。將1∶2模型單位雷諾數(shù)提高1倍,使其雷諾數(shù)和基準(zhǔn)條件下1∶1模型雷諾數(shù)相等(主要通過(guò)改變來(lái)流密度來(lái)改變單位雷諾數(shù))。圖4給出了提高單位雷諾數(shù)后1∶2模型在M∞=4.5和M∞=4.6條件下的流場(chǎng)。從圖中可以看出,M∞=4.5時(shí)進(jìn)氣道還處于不起動(dòng)狀態(tài),而在M∞=4.6時(shí),進(jìn)氣道實(shí)現(xiàn)了起動(dòng),說(shuō)明在此來(lái)流條件下,1∶2模型自起動(dòng)馬赫數(shù)為4.6,遠(yuǎn)低于原來(lái)(即雷諾數(shù)減半)的Mselfstart=5.4,與1∶1模型的自起動(dòng)馬赫數(shù)非常接近。

    圖4 1∶2模型提高雷諾數(shù)后不同來(lái)流馬赫數(shù)條件下流場(chǎng)Fig.4 The flow field in different Mach number of 1∶2model after increasing Reynolds number

    通過(guò)以上對(duì)比發(fā)現(xiàn),在雷諾數(shù)提高以后,模型自起動(dòng)馬赫數(shù)有所降低,即自起動(dòng)能力有所增強(qiáng)。并且在相同雷諾數(shù)條件下,不同尺度模型的自起動(dòng)馬赫數(shù)基本能保持一致。由此可以推斷,雷諾數(shù)確實(shí)是引起不同縮尺模型自起動(dòng)性能不同的主要因素。

    2.3 相關(guān)實(shí)驗(yàn)結(jié)果討論

    實(shí)驗(yàn)在中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)的激波風(fēng)洞中進(jìn)行,風(fēng)洞可提供馬赫數(shù)5.5和5.9兩種典型的來(lái)流條件[12],考核內(nèi)收縮比1.53和1.77的二元高超聲速進(jìn)氣道模型的起動(dòng)性能。M5.5來(lái)流總壓為0.78MPa,總溫為710K,單位雷諾數(shù)約為4.6×106m-1,而M5.9在基準(zhǔn)單位雷諾數(shù)5.1×106m-1下的來(lái)流總壓為1.27MPa,總溫為810K。其中,內(nèi)收縮比1.77的進(jìn)氣道模型由收縮比1.53模型唇口前移10mm得到(參見(jiàn)圖1(a))。采用在進(jìn)氣道出口附近事先設(shè)置輕質(zhì)堵塊的方法,檢測(cè)進(jìn)氣道的自起動(dòng)能力[12]。

    圖5為內(nèi)收縮比1.53進(jìn)氣道模型在M∞=5.5來(lái)流條件下自起動(dòng)過(guò)程的紋影照片(t′對(duì)應(yīng)于激波風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)段流場(chǎng)開(kāi)始建立的時(shí)刻)。輕質(zhì)堵塊的堵塞作用使得進(jìn)氣道在風(fēng)洞運(yùn)行前期很快出現(xiàn)不起動(dòng),而當(dāng)輕質(zhì)堵塊被吹出流道后,外壓縮面上的分離激波退回進(jìn)氣道入口,并被喉道吞入,進(jìn)氣道能夠重新建立穩(wěn)定的起動(dòng)流場(chǎng)。表明內(nèi)收縮比1.53的進(jìn)氣道在M∞=5.5來(lái)流條件下,具有自起動(dòng)能力。前文的數(shù)值模擬已經(jīng)指出,該進(jìn)氣道的最小自起動(dòng)馬赫數(shù)在4.7左右,實(shí)驗(yàn)來(lái)流馬赫數(shù)高于其自起動(dòng)馬赫數(shù),進(jìn)氣道能夠自起動(dòng)。

    圖6給出了內(nèi)收縮比1.53的1∶1模型在M∞=5.5來(lái)流條件下的數(shù)值紋影,對(duì)比實(shí)驗(yàn)結(jié)果可以看出,數(shù)值模擬的波系結(jié)構(gòu)與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好。

    圖5 M∞=5.5內(nèi)收縮比1.53進(jìn)氣道自起動(dòng)紋影Fig.5 Schlieren photographs of self-starting of the ICR=1.53inlet at M∞=5.5

    圖6 M∞=5.5內(nèi)收縮比1.53進(jìn)氣道自起動(dòng)數(shù)值紋影Fig.6 Numerical schlieren of self-starting of the ICR=1.53inlet at M∞=5.5

    考慮到激波風(fēng)洞所提供的來(lái)流馬赫數(shù)有限,為了進(jìn)一步豐富實(shí)驗(yàn)考核內(nèi)容,將模型的內(nèi)收縮比增大至1.77。

    數(shù)值模擬表明(見(jiàn)圖7(a)),內(nèi)收縮比1.77進(jìn)氣道的最小自起動(dòng)馬赫數(shù)為5.8。圖7(b)給出了內(nèi)收縮比1.77進(jìn)氣道模型在M∞=5.5來(lái)流條件下,初始設(shè)置堵塊時(shí)的紋影照片序列。在堵塊被吹出流道后,進(jìn)氣道入口始終被大范圍的流動(dòng)分離區(qū)所占據(jù),進(jìn)氣道不能完成自起動(dòng)過(guò)程。

    圖7 M∞=5.5內(nèi)收縮比1.77進(jìn)氣道不能自起動(dòng)Fig.7 Self-unstarting of the ICR=1.77inlet at M∞=5.5

    M∞=5.9來(lái)流條件下,實(shí)驗(yàn)結(jié)果如圖8所示,當(dāng)流道恢復(fù)通暢后,進(jìn)氣道能夠建立起動(dòng)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu),表明內(nèi)收縮比1.77的進(jìn)氣道在M∞=5.9時(shí),具有自起動(dòng)能力。內(nèi)收縮比1.77進(jìn)氣道在M∞=5.5和M∞=5.9兩種來(lái)流條件下的起動(dòng)性能實(shí)驗(yàn)結(jié)果與數(shù)值模擬的預(yù)報(bào)結(jié)果相符合,在一定程度上支持了數(shù)值模擬的合理性。

    圖8 M∞=5.9內(nèi)收縮比1.77進(jìn)氣道自起動(dòng)紋影Fig.8 Schlieren photograph of self-starting of the ICR=1.77inlet at M∞=5.9

    另外,為研究雷諾數(shù)的影響,在M∞=5.9來(lái)流條件下,對(duì)1.77內(nèi)收縮比模型在不同單位雷諾數(shù)下進(jìn)行了試驗(yàn)。圖9分別給出了單位雷諾數(shù)降低到原來(lái)的1/2和1/3的實(shí)驗(yàn)紋影。在單位雷諾數(shù)降為1/2時(shí),在堵塊被吹出流道后,進(jìn)氣道入口始終有大范圍的流動(dòng)分離區(qū),進(jìn)氣道不能實(shí)現(xiàn)自起動(dòng),然而有意思的是,當(dāng)單位雷諾數(shù)繼續(xù)下降到1/3時(shí),當(dāng)堵塊被吹出,流道恢復(fù)暢通后,進(jìn)氣道出人意料地建立了起動(dòng)的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)!這就意味著在更低的雷諾數(shù)下進(jìn)氣道反而能夠起動(dòng)。這與前文所得到的低雷諾數(shù)下不容易起動(dòng)的結(jié)論完全相反。

    圖9 低雷諾數(shù)下實(shí)驗(yàn)結(jié)果Fig.9 The experimental results under lower Reynolds number condition

    3 來(lái)流流態(tài)對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)性能的影響

    為了分析上述低雷諾數(shù)下進(jìn)氣道異常起動(dòng)的原因,這里對(duì)來(lái)流流態(tài)進(jìn)行一定的數(shù)值模擬探討??紤]到模型尺度很小的低雷諾數(shù)流動(dòng)時(shí),流動(dòng)很可能為層流狀態(tài)。已有的研究一般認(rèn)為層流更容易引起流動(dòng)分離,不利于進(jìn)氣道的起動(dòng)。但這一概念與本文的上述實(shí)驗(yàn)結(jié)果已經(jīng)出現(xiàn)了難以自圓其說(shuō)的矛盾。為弄清楚其中的原因,對(duì)進(jìn)氣道不同來(lái)流流態(tài)下的自起動(dòng)性能進(jìn)行了數(shù)值模擬。為便于比較,數(shù)值模擬條件與實(shí)驗(yàn)條件一致,進(jìn)氣道內(nèi)收縮比為1.77,縮尺比例為1∶1。

    圖10和11分別給出了湍流S-A模擬和層流模型在M∞=5.9時(shí)的數(shù)值模擬結(jié)果。

    從圖10中不難看出,在湍流狀態(tài)時(shí),進(jìn)氣道入口氣流呈壅塞狀態(tài),壁面極限流線圖上也有明顯的溢流,顯然此時(shí)進(jìn)氣道處于不起動(dòng)狀態(tài);而在層流狀態(tài)下,可以看到,盡管進(jìn)氣道入口有較厚的邊界層存在,但其主體部分已經(jīng)形成暢通的超聲速通道,壁面極限流線圖上也沒(méi)有明顯的溢流,進(jìn)氣道呈現(xiàn)出“起動(dòng)”的特征。

    圖10 不同流態(tài)下數(shù)值流場(chǎng)Fig.10 The flow field of CFD in different flow model

    為了更加清晰地和實(shí)驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,圖11給出了層流狀態(tài)下的數(shù)值紋影結(jié)果。對(duì)比圖9(b)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果可以發(fā)現(xiàn),層流狀態(tài)下的數(shù)值紋影和實(shí)驗(yàn)照片的波系結(jié)構(gòu)基本一致。特別是在圖9(b)的波系與下壁面的反射作用區(qū)域有一定的外移,表明該處存在相對(duì)較厚的局部低速流動(dòng)區(qū)域;而圖11中對(duì)應(yīng)的區(qū)域也存在著較為明顯的亞聲速低速流區(qū),數(shù)值計(jì)算結(jié)果和實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好。

    圖11 層流狀態(tài)下數(shù)值紋影結(jié)果Fig.11 Numerical schlieren in laminar flow condition

    這就是說(shuō),數(shù)值模擬結(jié)果可以得到低雷諾數(shù)下進(jìn)氣道反而能“起動(dòng)”的結(jié)果,而層流流態(tài)則在該“起動(dòng)”過(guò)程中起著關(guān)鍵的作用。因此,通過(guò)實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬結(jié)果綜合考慮,作者對(duì)進(jìn)氣道在低雷諾數(shù)下反而呈現(xiàn)起動(dòng)狀態(tài)的傾向性解釋是,在低雷諾數(shù)下,來(lái)流偏向于層流流態(tài),使進(jìn)氣道呈現(xiàn)出一種“起動(dòng)”狀態(tài)。當(dāng)然,這種“起動(dòng)”是否屬于真正意義上的起動(dòng),還有待于更深入的探討,探究其具體影響機(jī)理的工作也正在開(kāi)展。

    4 結(jié) 論

    對(duì)進(jìn)氣道在不同縮尺情況下的自起動(dòng)性能進(jìn)行了比較和分析,并開(kāi)展了相關(guān)的實(shí)驗(yàn)觀測(cè),主要得到以下結(jié)論:

    (1)在相同來(lái)流單位雷諾數(shù)下,不同縮尺模型在相同來(lái)流條件下自起動(dòng)馬赫數(shù)會(huì)有差異,隨著模型尺度的減小,其自起動(dòng)馬赫數(shù)升高;

    (2)雷諾數(shù)是影響進(jìn)氣道起動(dòng)性能的重要因素,不同縮比模型在相同雷諾數(shù)下其自起動(dòng)馬赫數(shù)基本保持一致;

    (3)在模型縮比嚴(yán)重,雷諾數(shù)過(guò)于偏低時(shí),實(shí)驗(yàn)還觀察到進(jìn)氣道的異常起動(dòng)現(xiàn)象,對(duì)于其具體的形成機(jī)制還有待于進(jìn)一步研究。

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