大内收缩比二元高超声速进气道波系配置特性

为了发展适应宽飞行范围的高超声速二元进气道设计技术,考察了内收缩比对进气道特性的影响规律,并提出了结合附面层抽吸辅助自起动的大内收缩比进气道波系设计方法,改善了二元进气道低马赫条件下流量捕获低的弱点。研究发现,存在着设计点推力最优进气道内收缩比,而进气道非设计点流量系数随内收缩比而增大。基于最优内收缩比进气道构型,取消外压激波封口约束,通过局部等熵压缩波分散打进内收缩段内部,大幅提高了进气道低马赫流量捕获。并进一步通过合理配置内收缩段抽吸槽,以设计点(马赫6)1%,非设计点(马赫4)3%的流量损失使进气道自起动马赫数降到3.35,改善了内收缩比过大导致的自起动问题。

高超声速高温气体效应判据

基于动理论的观点,提出几种定量判据,用以判断在怎样的飞行条件下,高超声速飞行器周围高温空气分子的振动、离解、电离效应是重要的.

离心力和滑翔距离对于高超声速巡航飞行性能的影响

高超声速巡航飞行器(HCV)是21世纪国际空天技术竞争的焦点,它的飞行性能可以用初始发射质量与广义有效载荷之比衡量.文献[1]建立了该性能的耦合分析框架.在这个框架下进一步考虑了离心力和滑翔距离两个重要因素的影响.定量分析表明:给定飞行距离,对HCV飞行性能影响最大的是巡航速度,其次是升阻比,再次是巡航发动机比冲.随着飞行距离的增加,由于离心力和滑翔距离的计入,火箭动力HCV的飞行性能大幅提高,从近中程到远程均显著优于经典的最小能量弹道.吸气式冲压发动机尽管比冲大幅优于火箭发动机,但在巡航速度适用范围和飞行器升阻比方面,均不及后者.综合而言,火箭动力HCV是现阶段非常有竞争力的选择.

激励射流在超声速流场中的混合特性研究

将Hartmann-Sprenger(H-S)管集成到传统射流装置中形成激励射流,研究其在超声速流场中的混合特性.设计了3种频率的CO_2激励射流,将其横向注入Ma=2.5的均匀超声速来流当中.采用平面激光散射技术对其进行瞬态可视化成像,利用组分采样进行时均分析.结果表明:H-S激励射流可以有效提高射流穿透深度,形成较多大尺度结构,从而获得较好的混合效果.

高度欠膨胀射流的瞬态近场结构

为增加对高度欠膨胀射流物理流动规律,特别是对其近场瞬态结构特征的认识,利用基于Open FOAM函数库开发的可压缩流动求解器astro Foam,对喷压比(NPR)分别为5.60,7.47,9.34,11.21,雷诺数Re约105的高度欠膨胀射流进行了三维大涡模拟。首先讨论了射流近场的时均流动特征,发现大涡模拟计算成功捕捉到了高度欠膨胀射流近场的典型结构,并与实验测量和文献结果吻合较好。重点研究了高度欠膨胀射流近场的瞬态非定常特征,给出了实验难以测量的射流近场波系结构的建立过程,发现其主要受初始条件的主导,喷压比的影响较为有限。揭示了马赫桶内精细的小尺度胞格结构,并通过高速脉冲纹影图片予以初步证实。定量地研究了射流马赫盘的振荡特征,发现其具有强瞬态和高非线性的特点,不同喷压比下马赫盘的振荡周期相同,主要受f=5.298k Hz的轴对称模态的主导。

超声速燃烧中的特征尺度及影响因素

针对超燃冲压发动机典型的飞行条件,分别以氢气、乙烯和煤油(由质量分数为0.8的正十烷和0.2的三甲基苯化学替代)作为燃料,分析了超声速燃烧中的特征尺度及其影响因素,给出了细致的超燃冲压发动机工作范围,并探讨了火焰面模型在超声速燃烧数值模拟中的适用性.结果表明:从氢气、乙烯到煤油,超燃冲压发动机工作范围依次减少,丹姆克尔数(Da)呈现量级的变化,火焰模式以旋涡小火焰为主,其中Taylor尺度起着关键性作用.同时也发现:相对于亚声速燃烧,在超声速燃烧的数值计算中,对能否采用火焰面模型还需要更加仔细的考虑.

一种新的远程超低巡航飞行方式

提出一种新的巡航飞行方式,在地球表面的垂直方向上,利用离心力,辅之火箭推力,平衡重力,以保持飞行高度;在地球表面的平行方向上,依靠助推段获得的速度,惯性前进.这种飞行方式适合于高空稀薄气体环境,可将高超声速巡航飞行高度从传统的30km附近拓展到100km附近.