矩形转圆形进气道马赫5正8°攻角启动性能分析

在马赫5、正8°攻角状态对收缩比为6.9的带楔形前体的矩形转圆形内收缩进气道进行了风洞试验和数值模拟,研究了该进气道无放气及有放气时在风洞中的启动特性。结果表明,无放气状态该进气道在风洞中并不能顺利启动,不启动状态进气道顶板上存在较大分离区,分离激波被推出内压缩段,此时总压恢复仅为0.378,增压比为54.1,出口马赫数为1.48。通过在内压段的顶板上激波附面层相互作用区域放气后,该进气道可在风洞中正常启动。启动后总压恢复为0.558,增压比减小至44.9,出口马赫数为1.84,放气量约为唇口封闭处截面流量的1.2%。以上研究表明,放气可有效改善内收缩进气道的启动性能,启动后放气量较小,总体性能较优。

采用新型基准流场的高超声速内收缩进气道性能分析

通过改变中心体形状,设计了新型轴对称基准流场,可显著降低反射激波强度,明显提高压缩效率。基于该基准流场和传统基准流场,分别设计了两个圆形出口内收缩进气道,并对二者的流场及总体性能进行了数值研究。结果表明,新的进气道设计点和接力点肩点附近激波附面层相互作用减弱,流场结构优于传统进气道,压缩效率明显提高,同时进气道起动性能得到改善。

RBCC发动机冲压模态热力循环分析

为了研究RBCC发动机的真实工作情况,基于地面试验数据,建立了一维性能分析模型,对发动机4 Ma、6 Ma冲压模态不同余气系数条件的性能进行了计算,与试验结果进行了对比,获得了发动机沿程气流参数分布。利用计算结果构建了发动机热力循环,分析了余气系数对循环效率、推进效率等性能参数的影响,提出了有效能产生率的概念,研究了余气系数对有效能产生率的影响以及有效能损失的途径。研究表明,建立的一维分析模型可以较好地计算发动机推力性能,与试验测量误差在10%以内;发动机真实热力循环并非严格的等压释热,其有效能产生率在0.5~0.7之间;提高有效能产生率和减少排气中的有效能是发动机性能优化的主要方向。

宽马赫数二维曲面压缩高超声速进气道设计

为设计出工作范围为Ma 2~7的RBCC发动机进气道,利用压升规律可控的二维曲面压缩设计方法,以Ma 6为设计点设计了宽马赫数新型二元高超声速进气道气动型面,采用前掠侧板减小了进气道的内收缩比,在Ma 4以下采用顶板放气的方式来扩展进气道的工作范围。数值模拟研究了进气道的流场及性能,发现采用曲面压缩设计的新型二元进气道在Ma 4~7范围波系较少,流场结构良好,同时总压恢复较高,流量捕获能力强。通过顶板放气可实现在Ma 1.5~4范围内正常工作,放气量在15%以下。从流场和性能参数看,曲面压缩进气道在Ma 4以上性能良好,但在Ma 4以下流量捕获能力偏低。

壁面散热对超声速喷管性能的影响

采用一维无粘理论对扩张喷管的流动和性能进行了计算,研究了壁面散热量和散热规律对喷管流动、出口气流参数和性能参数的影响。结果表明:壁面散热会导致喷管沿程静压、静温和总温减小、出口马赫数和总压增大,并且随散热量增大,喷管的工作状态可依次经历欠膨胀状态、临界状态和过膨胀状态,但是喷管的推力系数逐渐减小,性能下降;壁面散热规律对喷管性能有很大影响,入口附近散热量较大出口附近散热量较小时,喷管的性能下降最大。从研究结果可以看出,壁面散热可以调节喷管的欠膨胀度,使喷管从欠膨胀状态趋于过膨胀状态,采用侧重于后半部分散热的规律可以取得良好的调节效果。

带抑流楔升力前体设计初探

升力前体由于前缘激波不能附着于前体前缘,其上下表面流场存在相互耦合,进而导致其下表面流场存在较强的横向流动,这会对腹部进气系统的设计造成不利影响。为了使前体出口流场能较好地保持二维流动特征,通过在升力前体两侧增加小角度抑流斜楔,以抑制横向流动。这种升力前体及一体化进气系统的数值模拟表明,该升力前体出口流场二维特征良好,采用该前体的进气系统能较好地维持理想的流场结构,并具有较优的性能。

RBCC发动机火箭及火箭冲压模态热力循环分析

为了研究RBCC发动机火箭模态及火箭冲压模态的工作特性,基于发动机地面自由射流试验结果,利用一维气动理论构建了发动机火箭及火箭冲压模态的性能分析模型,对发动机6 Ma来流条件的试验数据进行了处理,获得了发动机轴向的沿程气流参数,分析了发动机的热力循环、工作效率、有效能分布以及部件和排气中的有效能分配比例。结果表明:一维计算得到的推力与试验结果误差在5%以内;火箭冲压模态下火箭燃气的引入可以有效提升发动机的热循环效率(约提升20%),火箭燃气的引入对有效能产生率和有效能的分配比例影响不大,火箭冲压和冲压模态的有效能产生率分别为0.45和0.48;火箭模态推力增益产生的主要原因是火箭燃气的能量添加至冲压流道中,形成了有效的热力循环,产生了机械能增量,最终表现出推力增益,约为29%。

高超声速二元弯曲激波压缩面反设计方法的参数化研究

基于压力分布反设计高超声速进气道弯曲压缩面的方法,采用数值模拟按照正交设计原则,研究了壁面压力分布函数中各设计参数对激波长度比、出口压比、总压恢复系数、出口总压畸变和压缩面阻力系数等压缩性能的影响规律。结果表明:反设计方法可准确设计出满足指定压力分布的弯曲压缩面;设计参数中压缩面中段压力梯度的大小(G2和G3)对压缩性能的影响最为显著。

马赫数2.5～7.0的二元变几何进气道设计

针对RBCC发动机Ma=2.5~7.0的宽范围工作要求,提出了一种部分顶板转动+唇口平移的二元进气道变几何方案,并通过数值仿真对其总体性能和调节方法进行了研究。结果表明:采用激波依次封口设计概念的变几何进气道在高低马赫数下的总体性能较优,尤其具有良好的流量捕获能力。转动部分顶板的变几何方案拓宽了进气道工作范围,向后平移唇口可以实现超额定工况的起动和Ma=2.3的自起动。变几何进气道的调节方法简单、工程应用可行。

壁面马赫数分布规律可控的新型内收缩基准流场设计方法

根据有旋特征线理论,设计出了沿程马赫数下降规律可控的轴对称基准流场,分析了基准流场的几何参数(前缘压缩角及中心体半径)的影响规律,发现选取较小的前缘压缩角和中心体半径有利于得到性能优良的基准流场;然后在设计状态Ma=6时研究了三种典型的马赫数下降规律对这种轴对称流场性能的影响。最后考虑了粘性的影响,并进行了粘性修正探索,结果表明,采用附面层位移厚度修正方法后,基准流场的壁面压力分布和无粘情况吻合良好。

非均匀来流对新型高超弯曲激波二维进气道的影响

针对一种采用新型压升规律的曲面压缩面所设计的高超弯曲激波二维进气道,利用数值模拟方法研究了6种不同长度平板发展而来的非均匀流对其性能参数的影响,并和两种常规二维进气道吞非均匀来流的能力进行了比较,着重对比了设计Ma数下三种不同压缩形式进气道喉道截面的流场畸变程度。数值模拟结果表明,采用新型压升规律的高超弯曲激波二维进气道性能受来流气流不均匀性的影响较小,且喉道截面的流场畸变指数小,对非均匀来流具有一定的校正作用。

组合发动机研究中若干问题探讨

组合发动机是高超声速飞机、临近空间高超声速飞行器、水平起降两级入轨航天运输系统之一级等高超声速飞行器研发必须研究的动力装置,是当前航空航天届非常关注的热点技术。组合发动机正处于关键技术集成阶段,发动机内流道的气动特性、多模态燃烧、系统结构匹配及可靠性等关键技术研究涉及的研究手段尚不完善。组合发动机后续研究要解决大尺度发动机流道匹配、大尺度燃烧室、力学环境试验、模拟试验设备等问题,需在研究思路、关键技术攻关途径方面持续创新。

反折式二元超声速进气道研究

X-51A采用带两级压缩楔面的反折式进气道设计方案,这是一体化权衡设计的结果,要求进气道设计综合各方面因素进行多目标优化。从发动机设计角度出发对类似于x-51A的反折式二元进气道进行了研究,合理选择了进气道的设计变量并运用多目标粒子群优化算法(MOPSO)对带两级压缩楔面的反折式二元进气道按总压恢复系数、流量系数及出口马赫数三个目标函数进行了多目标优化设计,计算中性能指标参数评估基于Euler方程求解得到。通过优化计算得到了带两级压缩楔面的反折式进气道相关性能指标参数最优变化关系及结构方案,可为后续进气道与飞行器一体化权衡提供设计参考。

带预压缩性质的高马赫数内转式进气道设计

传统的轴对称基准流场存在两个问题:进气道内收缩比较大,起动性能差;前缘弯曲激波在靠近中心体附近剧烈弯曲,激波损失很大,极有可能造成唇口激波脱体。为此,设计了新型的轴对称基准流场,把较强的前缘激波设计为两道较弱的预压缩激波,显著提高了进气道喉道的总压恢复系数。模拟结果表明,基于新型轴对称基准流场设计的内转式进气道性能优良,但存在溢流较严重等问题,还需进一步研究。

RBCC发动机纯火箭模态流场数值仿真研究

基于某火箭基组合循环(RBCC)发动机结构及气动参数开展了飞行高度30 km、飞行速度8 Ma时,发动机纯火箭模态三维流场数值仿真。对进气道、燃烧室、尾喷管、火箭发动机等组件流场结果进行分析,并计算了发动机总体推力。结果表明:纯火箭模态下,RBCC发动机进气道存在气流分离,喉部总压恢复系数约为0.34;燃烧室存在两股气流掺混,二级进出口总压损失约38.5%;二级燃烧室流场结构复杂,使得尾喷管入口截面气流参数分布不均,其总压畸变值为0.648;纯火箭模态下该RBCC发动机轴向推力约1 700 N。

挡板对四模块可调进气道特性的影响

针对RBCC发动机Ma=2．5～7．0宽范围工作要求，设计了顶板部分可调的四模块二元变几何进气道，并研究了挡板对其总体性能和流场结构的影响。数值计算结果表明：进气道整个工作范围内，鬯、体性能较优，特别是流量捕获能力。带挡板时进气道流场基本保持了二维特征，不带挡板时『呵川具有明显的三维特征，压缩效率降低，流量系数显著下降。带挡板时进气道左／右模块性能摹本相等，不带挡板时左／右模块差别明显，与右模块相比，左模块基本保持了二维流动特征，压缩效率明显更高。

类水滴进口高超内收缩进气道参数化分析

基于马赫数分布规律可控的轴对称基准流场,使用流线追踪和截面渐变方法设计了进口截面形状非对称的类水滴形进口转圆形出口高超内收缩进气道,研究了设计参数横向位置d,纵向位置h和进口形状曲线参数a对性能的影响规律。在相同约束条件下对比了类水滴形进口进气道与常规矩形转圆、方形转圆进气道的性能差异。结果表明:在设计点,所研究的设计参数对类水滴进口进气道总体性能影响显著;在捕获面积和内收缩比相同的情况下,类水滴进口进气道综合性能明显优于常规矩形转圆、方形转圆进气道。

RBCC发动机不同构型隔离段流场仿真

为探究椭圆微扩和异形变截面这两种结构隔离段对RBCC发动机推力性能的影响,以某构型RBCC发动机试验件为研究对象,对比了地面试验与数值模拟发动机下壁面中心线上的静压分布,验证了数值模拟结果的准确性。在来流马赫数为3、余气系数为1.5的工况下,通过数值模拟对两种隔离段构型下RBCC发动机燃烧室内的流动燃烧过程及发动机的推力性能进行了对比分析。结果表明:异形变截面隔离段的抗反压性能明显低于椭圆微扩隔离段;当燃料释热较为集中,燃烧室内压升比相对较大时,异形变截面隔离段的下壁面处会产生较大的流动分离区,且一直向下游延伸,进入燃烧室,使得燃烧室入口的流场均匀性较差,从而降低发动机的推力性能。

RBCC发动机不同模态下推阻力特性仿真

以某RBCC组合发动机试验件为研究对象,对发动机的流动与燃烧过程开展了三维数值模拟,发动机顶壁面中心线上的静压分布计算结果与试验数据吻合较好,验证了仿真分析的合理性以及计算结果的准确性。结果表明:同一来流条件下,发动机正常工作时,不同模态下,进气道的空气捕获流量和产生的阻力相同;冷态工作时,虽然尾喷管会产生一定的推力,但由于进气道和燃烧室会产生很大的阻力,导致发动机整体产生的是阻力;火箭模态下,火箭会产生引射作用,同时火箭燃气与引射空气发生二次化学反应,发动机产生的推力与纯火箭相比,有一定的推力增益,推力增益约12.7%;冲压模态下,在余气系数大于1的情况下,随着煤油流量的增加,煤油与空气的混合比越靠近当量混合比,发动机产生的推力也会随着增大。

压升规律可控的高超声速内收缩进气道设计

针对高超声速内收缩进气道,以有旋特征线理论研究了一种型面压升规律可控的新型轴对称基准流场;结合流线追踪技术,以等压力梯度为例,探讨了一种圆形进口的内收缩进气道设计方法,并对三种不同压升规律的内收缩进气道性能进行了比较.结果表明,采用基准流场的内收缩进气道,能较好地保持基准流场的预定压升规律,从而拓宽了基准流场的选择范围,提高了型面设计的灵活性.针对所研究的三种压升规律,压力梯度逐渐增大的进气道其压缩效率最高,等压力梯度次之,压力梯度逐渐减小的进气道压缩效率最低.此外,研究发现,通过调整压升规律还可改变进气道的内外压分配,有助于实现此类进气道的宽马赫数范围工作.