下颌式进气道固冲发动机二次燃烧性能研究

针对采用下颌式进气道的固体火箭冲压发动机,建立了二次燃烧性能计算模型,对掺混燃烧性能进行了仿真研究。研究表明,采用掺混装置可大幅提升下颌式进气道的固冲发动机补燃室一次燃气和空气的掺混均匀度,并通过数值仿真对掺混装置进行了优化。结合数值仿真优化结果,通过地面直连试验,验证了不采用与采用掺混装置的补燃室二次燃烧性能。试验结果表明,合理设计掺混装置,可显著提高补燃室二次燃烧性能,特征速度燃烧效率均在93%以上;空燃比在6~20之间的发动机高空比冲提升了55%以上,空燃比在20~30之间的发动机高空比冲提升了75%以上。

4种布局形式下超声速飞行器进气道气动特性实验对比

通过风洞实验数据对比分析了4种布局形式下超声速飞行器进气道的速度特性、迎角特性和侧滑角特性,所研究的进气道布局形式包括轴对称进气道、下颔式进气道、双下侧二元进气道以及"X"型倒置二元进气道,且均为定几何混压式进气道。结果表明:(1)4种布局形式进气道性能随马赫数的变化趋势基本一致,唯有"X"型倒置二元进气道的流量系数在封口马赫数达到1后略有下降;(2)在实验范围内,下颔式进气道和双下侧二元进气道均具有良好的正迎角性能,其中以双下侧二元进气道正迎角性能最好,但是负迎角性能都较差,轴对称进气道和"X"型倒置二元进气道在6°迎角以内随迎角增加性能虽有减小,但总的来说下降不大,然而当迎角大于6°时,性能急剧降低;(3)在小侧滑角4°以内,轴对称进气道、下颔式进气道和"X"型倒置二元进气道性能均下降不大,而双下侧二元进气道则相对较差。

一种超声速颌下进气道变几何方案研究

针对宽范围定几何颌下进气道高马赫数下的压缩量不足问题,提出了一种喉部滑块前后移动的变几何调节方案,该方案通过滑块前后移动改变高低马赫数下的喉道尺寸,使进气道能够满足高低马赫数下的压缩量要求。提出了两种滑块布局方式,针对内锥侧滑块布局方式,按调节原理进行了滑块型面与进气道内流道型面的匹配设计,并将变几何颌下进气道与定几何方案进行了性能比较。数值研究表明:按Ma=2.5~4.0设计的变几何颌下进气道,在设计点,临界状态出口总压恢复系数为0.51,较公开文献中定几何方案提高8.5%;在Ma4.0,0°攻角工况下,临界状态出口总压恢复系数为0.46,提高12.2%;在Ma2.7,1°攻角工况下流量系数为0.69,临界状态出口总压恢复系数为0.78。气动性能表明,该颌下进气道性能优越,调节方案简单可行。

双模块下颌式内转进气道/圆锥前体一体化布局研究

为实现三维内转进气道的内收缩流场与圆锥前体的外压缩流场的良好匹配,提出了一种双模块下颌式内转进气道/圆锥前体(Double-modules chin inward-turning inlet and conical forebody,DCII/CF)一体化设计方法,获得一种新颖的双发并置、侧向安装的DCII/CF一体化布局。针对该布局形式,开展了DCII/CF一体化构型与传统的单模块内转进气道/圆锥前体(Single-module inward-turning inlet and conical forebody,SII/CF)一体化构型的数值对比研究。结果表明:DCII/CF一体化布局不仅为内转进气道提供了良好的前体附面层排移效果,还有效避免了传统SII/CF布局中前体附面层与进气道内部流场之间的相互干扰。在Ma∞=6.0设计状态,DCII/CF一体化布局的进气道总压恢复系数相较传统的SII/CF布局有了显著提高,从0.403提高至0.482;但由于前体附面层的排移,该布局的捕获流量略有降低,SII/CF的流量系数为0.956,该布局则为0.917。而在非设计状态,该布局形式同样具备较好的总压恢复性能,在Ma∞=5.0与Ma∞=4.0时,总压恢复系数分别达到了0.586和0.682,明显高于SII/CF的总压恢复系数0.507和0.619。

马赫数4一级下颔式混压进气道试验

对一种Ma=4一级下颔式混压进气道进行了试验,得到了该类进气道的气动特性,结果表明:①在Ma=3.5,攻角和偏航角为零时,随着出口反压的增加,进气道总压恢复系数先升高后降低,临界状态下进气道总压恢复系数最高;②攻角和偏航角为零时临界状态时,随着来流马赫数的增加,进气道的总压恢复系数呈线性下降趋势;③有攻角或偏航角的状态下进气道的总压恢复系数有所下降;④进气道在由反压引起的不起动过程中具有再起动特性,再起动过程中无迟滞廻路现象.

马赫数4.0颌下等熵混合压缩进气道技术研究

对一种设计马赫数4.0的等熵混合压缩颌下进气道进行了研究,采用计算流体力学和风洞试验两种手段,得到了进气道性能特性以及出口流场特性随攻角、侧滑角变化的规律。研究表明:相同设计马赫数下等熵压缩颌下进气道性能高于三锥压缩颌下进气道的性能;等熵压缩进气道在较小攻角下达到性能极值,随着攻角增大压缩效率和流量系数均会降低,随着侧滑角增大,性能降低;进气道出口流场不均匀度随着攻角的增大逐渐增大,流场畸变度不断增大;等熵压缩颌下进气道对攻角的变化比较敏感,适于以一定速度范围长时间巡航状态的导弹。