唇口几何参数对短舱进气道性能影响数值研究

针对下一代民用涡扇发动机短舱长径比不断缩小的发展趋势,为改善发动机进口气流参数分布不均、改善进气道的流场结构、提高其气动性能,开展了进气道唇口关键几何参数对短舱进气道流动特性影响的研究。通过CFD数值模拟方法研究了进气道收缩比、唇口超椭圆指数以及唇口超椭圆长短轴比对短舱进气道性能的影响。研究发现,这三个设计参数改变时,均会对进气道性能产生直接的影响,对畸变指数的影响最明显,其中收缩比改变的影响最大,当收缩比每改变0.025,畸变指数的变化率最大可达到50%。进口收缩比的改变影响喉道截面的流动,超椭圆指数变化影响了进口前缘曲率的变化,而超椭圆长短轴比变化影响了进气道唇口内型面的曲率;超椭圆长短轴比越大,超椭圆指数越小,收缩比越大,唇口初始压力损失越大,壁面摩擦损失越大,进气道总压恢复系数越低,畸变程度越高。

基于Optimate的进气道性能设计扫描

通过STAR-CCM+软件自带的Optimate模块直接驱动CAD进行几何变化,从而自动进行网格重构自动提交计算,并能自动输出计算结果,相比于手动调整气门升程的进气道性能计算来说,此方法能够快速自动进行进气道性能的设计扫描。

流向涡对二元进气道流场与性能的影响

针对超声速情况下流向涡进入进气道并影响其正常工作的问题,在来流马赫数2.7条件下开展数值研究。进气道模型使用二维曲面压缩进气道,涡流发生器使用有限展长机翼。通过改变机翼攻角和法向高度,研究了两种强度流向涡从四种位置进入进气道时对流场特性和进气道性能的影响。结果表明,两种强度的流向涡与进气道波系相互作用后均未破碎,属于典型的弱相互作用。进气道内收缩段入口附近的分离区在流向涡影响下出现明显的三维非对称特征。此外,随着流向涡接近边界层,分离区的分离点逐渐向上游移动。在流向涡的影响下,进气道的流量系数和总压恢复系数均出现下降,并且流向涡的强度越强、距离边界层越近,对进气道性能的不良影响越明显。特别地,在最大攻角和最低位置的工况下,进气道内收缩段入口上游形成了大规模的分离区,使得入口截面流场的畸变系数相比均匀来流情况增大了约4倍,流量系数下降了约6.1%,总压恢复系数下降了约17.2%。

腹部进气道附面层控制方案设计及其对性能的影响

飞机进气道若大量吸入附面层低能气流，不仅会降低总压恢复，还会增大发动机进口处气流的不均匀度，影响进／发匹配。超音速飞行时还可能因激波／附面层干扰而造成进气道喘振。本文通过对某一二元三波系腹部可调进气道方案的风洞试验研究，讨论了腹部进气道附面层控制方案的设计方法以及对进气道性能的影响，为超音速腹部进气道的设计提供了参考依据。

冲压发动机用轴对称进气道设计和试验

完成了一种Ma=2.5～4.0冲压发动机用超声速轴对称混合式进气道模型的设计,通过数值模拟和风洞试验,获得了马赫数Ma=2.5,3.0,3.5,4.0,攻角α=0°,3°,6°,8°条件下的超声速轴对称混合式进气道性能。试验结果表明,随着马赫数的增加,总压恢复系数大幅度下降,亚临界稳定范围变窄,流量系数逐渐增加;随着攻角的增大,总压恢复系数和流量系数总体都呈降低趋势,在Ma≥3.0,α=6°时,进气道性能的下降小于5%,亚临界稳定范围变窄。

基于特征线理论的超声速进气道压缩面设计研究

基于有旋特征线理论开发了特征线程序,通过指定压缩面沿程参数变化规律,得到了满足指定压缩规律的进气道前体压缩面。对不同压缩规律的影响进行了分析,并进行了策略选择。分析结果表明:特征线法可高效指导超声速进气道压缩面设计;采用分段设计策略可得到高总压恢复系数和高增压比的压缩面,同时后段压力梯度大幅下降,有利于附面层稳定,出口截面参数分布更为均匀;采用马赫数三次曲线压缩规律也可以降低出口的压力梯度,提高三次曲线拐点处的马赫数梯度可以增大压缩效果,但如果预设的出口壁面马赫数较低,则增大拐点处的马赫数梯度可能会使得出口截面的总压恢复系数下降。

一种超声速进气道侧壁面流场控制研究

为改善二元超声速进气道前体激波与侧壁面边界层干扰问题,提出了一种在侧壁开泄流气缝的流场控制方法并进行了数值仿真验证,然后研究了侧壁面开缝的宽度、位置、角度等典型几何参数对进气道性能的影响规律。结果表明:设计马赫数下侧壁开缝使进气道唇口角区处的溢流明显减小,进气道内通道进口流场得到改善,进气道流量系数提高2.27%,喉道截面总压恢复系数提高3.37%;在非设计状态下,进气道性能也有一定的改善。典型几何参数研究结果表明,当侧壁开缝位置位于前体斜激波位置(L=-1.4^-0.21)、开缝宽度为0.85~1.10倍当地边界层厚度时,对进气道性能的改善效果最佳,而开缝的角度影响并不明显。

高马赫数超燃冲压发动机性能数值研究

考虑水平起降要求,构造了一种采用流线追踪内转式进气道、圆形截面燃烧室的双侧布局高马赫数超燃冲压发动机,设计点马赫数为7。对Ma 7~10范围内的发动机性能进行了数值模拟,给出了发动机进气道性能、整机性能,对燃烧室内的燃料掺混和燃烧情况进行了分析。此外,采用一维性能计算方法对燃烧室性能进行了预估。研究表明,此发动机性能可满足飞行器推阻匹配需求;一维性能结果与三维数值模拟的压力分布处于15%的误差范围内,可用于发动机性能的快速预估。

零质量射流及其在进气道流动控制中的应用研究

该文采用数值方法,模拟了零质量射流激励器工作流场,并对其在超声速进气道流动中的控制效果进行了仿真研究。运用有限体积法求解N-S方程,空间离散采用Roe格式,时间离散采用基于LU-SGS的双时间步长方法。针对激励器压电振子的运动过程,使用了基于广义无限插值方法的并行化动网格生成技术,并考虑几何守恒律。研究了零质量射流的非定常特性,获得了不同驱动频率下激励器出口附近的流动参数并与实验值进行对比,进一步分析了激励器驱动频率对进气道流动控制效果的影响。结果表明:数值方法能较为准确的描述零质量射流,将零质量射流激励器运用于进气道流动控制能有效改善进气道性能。

一种改善高超声速进气道自起动能力的流场控制研究

为了改善高超声速进气道在低马赫数下的自起动能力,提出了一种在进气道内利用不起动时诱导激波前后静压差开设回流通道的流场控制概念,对其改善流场特性的机理及回流通道典型几何参数对进气道流场特性和气动性能的影响进行了分析,获得了回流通道典型几何参数对进气道自起动性能的影响规律,并与原型面进气道性能进行对比分析。结果表明:回流通道使进气道自起动马赫数由Ma=4.7降低至Ma=3.6,进气道工作马赫数范围得到显著拓宽;回流通道进口位置对进气道自起动马赫数存在较大影响,但自起动马赫数几乎不随回流通道出口位置、回流通道宽度(b≥8mm)而改变;在低马赫数时,回流通道对进气道不起动流场有明显改善。而高马赫数下回流通道对进气道性能几乎不产生影响,保证了高马赫数下进气道的性能。

二元高超声速进气道的内压段设计

针对二元高超声速进气道,采用不同张度的样条曲线设计内压段肩部型面.在保持二元进气道内压段面积收缩比及喉道面积不变的条件下,通过数值仿真研究了不同内压段长度、下壁面型面样条曲线张度对进气道性能的影响.结果表明:内压段的长度变化对进气道的气动及起动性能有较大影响,当内压段长度与喉道高度比L/ht为8.4左右时总压恢复系数较优;采用合适张度的样条曲线代替传统的肩部圆弧过渡,能够提高进气道总压恢复系数,改善进气道起动性能;随着内压段长度增加,其所对应的性能最优样条线张度值不断减小,建议选取样条线张度值为0.80～1.25.