典型二元高超声速进气道设计方法研究

综合了一系列典型二元高超声速进气道的设计和性能估算方法,给出了可行的设计原则.在满足流量、增压以及工作范围(起动性能和反压承受能力)的条件下,给出了进气道进口、外压波系、内压缩通道、唇罩及隔离段的设计方法.采用此方法,以H=22800 m、Ma0=6为设计点,完成了一高超声速进气道的初步设计,并估算得到了进气道性能参数、进气道的起动马赫数和反压承受能力,对比CFD计算结果,误差不大.通过该方法得到的进气道具有结构简单、流量系数大、压缩损失小的特点,不通过优化即可得到性能较为良好的模型.

改善内乘波式进气道出口均匀性的内收缩基本流场研究

内收缩基本流场的设计直接决定了内乘波式进气道最终性能。以出口流场均匀为目标,提出了两种新型内收缩流场,分别命名为ICFC流场和ICFD流场并给出了相应的设计方法。以来流马赫数6.0和出口马赫数3.0为条件,设计了含截短Busem ann流场在内的几种典型三维内收缩流场,开展了流场分析和性能对比。综合分析后发现,在保证流场具备较高性能参数的前提下,ICFC流场出口参数最均匀,更适合于内乘波式进气道设计。初步研究获得的ICFC流场主要性能参数随入口气流偏转角的变化规律,为改善内乘波式进气道出口均匀性设计提供了依据。

一种隐身外形弹体下埋入式进气道的进气机理与低速实验研究

对一种低雷达散射外形弹体下埋入式进气道的某设计方案进行了进气机理研究和低速气动实验研究。实验模型为低雷达散射的多边形弹体和埋入式进气道的组合。由于平面上的埋入式进气口进气困难,因此模型采用了由矩形进口逐渐过渡为圆形出口的进气道。通过对模型的CFD流场数值分析揭示了该平面上埋入式进气道的进气机理是进口侧棱产生涡,涡卷吸进气。通过对模型的低速气动实验研究获得了该埋入式进气道的流量特性以及气动特性随迎角和侧滑角的变化规律。结果表明,本研究所给出的进气道在低速气动实验时具有良好的流量特性和气动性能,较好地解决了埋入式进气道在平面弹身上难以进气的问题。因此可以推断,本文提出的埋入式进气道与低雷达散射弹身一体化设计具有光明的应用前景。

高超声速进气道等直隔离段的反压特性研究

为了研究高超声速进气道等直隔离段的反压特性,对均匀来流和有斜波入射(非均匀)情况下的等直隔离段内流场进行了数值分析。研究了不同来流马赫数下等直隔离段在不同反压作用下的流动特征,分析了激波串的变化规律以及激波串长度与反压的关系,明确了激波串名义长度与激波串长度的概念。结果表明,随着反压的增加,激波串起始位置前移、名义长度增加,计算值与Waltrup-Billig经验式吻合很好;激波串长度逐渐减小,并给出了激波串长度与反压比的拟合关系。当接近最大承受反压时,激波串由斜激波串逐渐变为正激波串,其对气流的压缩作用接近于正激波的压缩效果。当来流非均匀时,隔离段内形成不对称的单边激波串结构,且最大承受反压下无正激波串出现。

二元双喉道射流推力矢量喷管的数值模拟研究

对二元双喉道射流推力矢量喷管的设计规律进行了数值模拟研究.结果表明,空腔长度、空腔扩张角、空腔收敛角、上游喉道高度等设计参数对喷管的推力系数、矢量效率以及内部流态均有着显著影响.研究中获得的较优的参数组合方案为:空腔长度2.61,空腔扩张角10°,空腔收敛角30°,上游喉道高度1.0,次流注入角150°(长度尺度以下游喉道高度无量纲化).当主流压比为4、次/主流压比为1.08、次流量为主流的2.5%时,该方案获得了14.34°的矢量角,且推力系数为0.967.

一种固冲组合发动机进气道通气减阻方案的特性研究

提出了一种适用于整体式固体火箭冲压发动机的进气道通气减阻方案 ,并以矩形截面通气口高度、长度为变量进行了数值模拟实验 ,得到了其对阻力系数的影响规律。还给出了最佳通气方案的阻力系数随马赫数的变化规律 ,并与原始模型、进气口加堵盖方案进行了比较。最后结合一种具有常规气动布局的飞行器外形设计了模型 ,并对其进行了数值模拟研究和吹风实验 。

二维弯曲等截面管道中的激波串特性研究

利用Carroll的试验数据验证了数值方法的有效性之后,对二维等截面弯曲管道中激波串的特性进行了数值模拟试验,研究了管道弯曲对激波串的结构与特征长度、壁面沿程静压分布、出口截面马赫数与总压恢复、反压特性等的影响,研究中考虑了不同的进口马赫数和边界层厚度。结果表明,管道弯曲对流动的对称性有着明显影响,当马赫数较高时(如Ma_o=2．45)合适程度的管道弯曲有利改善直管道已有的流动不对称,使激波串长度缩短。管道弯曲能够有效抑制出口压力变化所导致的出口截面马赫数的大幅波动,考虑到低压比时(出口Ma_e＞1)直、弯管道之间总压恢复系数存在明显差距,而当压比较高时(出口Ma_e＜1)两者相当接近,因此亚燃发动机的超声速扩压器可适当使用大曲率以缩短管道的轴向长度。另外,鉴于弯曲管道与直管道内激波串长度之间的明显差异,已有的基于直管道的激波串长度经验公式不能很好地适用于弯曲管道。

一种背负式无附面层隔道进气道的数值模拟研究与实验验证

采用CFD方法对背负式无隔道进气道/机身一体化流场进行了研究。主要分析了机身上表面附面层的发展情况、进气道进口鼓包排除附面层气流的特性以及进气道内部的流动特征,并将所得到的结果与实验数据进行了对比,比较了两种不同网格的计算准确度。研究发现进口鼓包能够有效地隔除机身上表面的附面层气流,进口段横向压力梯度是导致附面层气流"溢出"进气道的主要驱动力,另外进气道的流量系数对排除附面层气流的效果有着显著影响。

高超声速混合模块冲压发动机亚燃模块进气道的高焓风洞试验研究

对适用于轴对称混合模块发动机的亚燃模块进气道(工作马赫数范围3～6)进行了马赫6级高焓风洞试验研究,获得了进气道在不同反压下的性能参数及沿程静压分布。实验数据显示,进气道的流量系数在0.98以上,喉道截面的总压恢复系数为0.52,平均马赫数为2.68,临界状态附近进气道出口平均马赫数低达0.432,对应的总压恢复系数为0.171,反压为自由流静压的267.56倍,为亚燃室的高效、稳定燃烧及亚/超燃室的匹配工作创造了良好的条件。当进气道处于超声速通流状态时,内通道上、下壁面静压沿流向大幅波动且波峰/波谷互相交错,通道的弯曲使得上壁面静压整体比下壁面要高。与等截面管道的反压特性不同,该进气道三维弯曲扩张管道出口的平均马赫数随着反压的增加单调下降,总压恢复系数则随反压的增加先下降后缓慢增加,直至进气道喘振。另外,研究中来流总压由3.0MPa变化到5.5MPa,进气道的性能参数及内部流态无明显变化。

矩形截面高超声速变几何进气道研究

为了改善宽马赫数范围工作的进气道性能,对矩形截面高超声速变几何进气道进行了研究,提出并设计了一种包括唇口开启、唇口后退等几何动作的变几何进气道设计方案。据此在马赫数Ma=4.0～6.5范围内设计了矩形截面高超声速变几何进气道,采用数值仿真方法对其气动性能开展了研究,并与定几何进气道性能进行了对比。研究结果表明:设计马赫数及高于设计马赫数条件下,变几何进气道与定几何进气道的性能基本相同。低于设计马赫数时,变几何进气道的性能明显优于定几何进气道。

某型TRT机组进气蜗壳气动优化设计研究

对成都发动机(集团)有限公司某型TRT机组的进气蜗壳流道进行了三维数值仿真研究,在分析和揭示其内部三维流动特征的基础上,对其进行了多轮气动优化设计。在满足总体结构设计的基础上,得到较优的进气通道气动方案,给出了其在不同流量下的性能,并与原方案进行了对比。结果显示:气动优化设计后的进气流道气动性能明显高于原方案,出口截面流场较为均匀,总压恢复系数均在0.995以上,表明本文气动优化设计是成功的。

基于等效盘模型的滑流对涡桨飞机气动性能的影响

推导了螺旋桨等效盘模型的相关气动计算公式,建立了考虑螺旋桨桨盘前后压差和滑流旋转速度以及变桨距、螺旋桨转速等因素的较通用的等效盘模型。将等效盘边界条件应用于NAPA软件进行了三维流场计算,分析了流场计算结果和流场特征;并采用某螺旋桨的试验数据对等效盘模型进行了检验,推力和扭矩的计算值与试验结果吻合较好,表明该等效盘模型能较为准确地模拟螺旋桨的推力、扭矩、压力变化和旋转速度变化,能在一定程度上替代真实螺旋桨的气动效应。然后应用该等效盘模型对某四发涡桨飞机的全机三维流场进行了数值模拟研究,分析了螺旋桨滑流对全机流场特征的影响,给出了滑流对全机升、阻力系数的影响量。计算结果表明,螺旋桨后形成的涡能改变下游的流场并使机翼表面流线偏转,螺旋桨滑流能明显改变机翼表面的压力分布,使全机升、阻力系数增大,且滑流强度越大,效果越明显。

内乘波式进气道与典型侧压式进气道的性能对比

采用流线追踪技术,基于一种有利于均匀性的基本流场,按内乘波式进气道设计方法生成了一个来流马赫数6.0且进出口形状均为矩形的内乘波式进气道。其设计马赫数、迎风面形状等因素均参照某典型侧压式进气道选取,以便与之对比。CFD计算结果给出了设计状态下该内乘波式进气道与某典型侧压式进气道的流量系数、总压恢复、动能效率等主要性能指标,发现该内乘波式进气道的各项性能参数均略优于侧压式进气道。在非设计马赫数、攻角、侧滑等非设计状态下类似的性能对比研究表明,该内乘波式进气道不仅在设计状态下可捕获98%的来流,而且在各非设计状态下也可捕获91%以上的来流,流量捕获性能优势明显。以上结果证实:实现三维压缩与激波贴口的内乘波式进气道是一种高性能的定几何进气道方案。

吸气式高超声速飞行器冷流试验设计及验证

对于吸气式飞行器而言,地面冷流试验是检验其进气道性能及气动特性的一项重要手段.以二元混压式进气道、机体/推进系统耦合为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的内外流一体化巡航飞行器,针对其高超声速特性开展了冷流风洞试验,来流速度范围Ma=5.0~7.0,攻角范围α=-4°~8°.测压试验结果表明,随着来流马赫数的增大,进气道的总压恢复系数下降;而流量系数先上升,在设计点达到最大值;在一定攻角范围内,进气道的总压恢复系数和流量系数提高,但当攻角增大至巡航攻角时,随着攻角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数逐渐下降.测力试验验证了数值算法的有效性,除轴向力系数以外,其余气动特性系数的发展规律及数值基本吻合,可通过修正试验值的方式外推出飞行器的气动特性数据.

平面埋入式进气道的口面参数选择与试验验证

为了提高飞行器的隐身性能和降低其迎风阻力,采用具有平面腹部的低雷达截面外形机身与埋入式进气道的组合是一种良好的解决方案。但迄今尚未有成熟的平面埋入式进气道设计方法可供借鉴,为此对平面埋入式进气道口面参数进行了组合对比研究,旨在通过口面参数的选择来改善进气道的气动性能。在此基础上,选择一组口面参数设计了一梯形进口的平面埋入式进气道方案,并进行了高速风洞试验验证。研究结果表明:(1)进口侧棱决定了所产生的卷吸涡的强度,而前唇口导流角决定了进口段的横向压力梯度,两者均是驱动主流进入进气道内部的关键因素,为此对进气道总压恢复系数和周向畸变指数均有着重要影响;后唇口型线特征参数对进气道出口总压高低压区的分布起着调节作用,为此可以作为控制周向畸变指数的一种辅助措施。(2)合适的口面参数能明显改善平面埋入式进气道的性能。选取23°导流角、4°侧棱角以及30°后唇口型线特征参数组合进行了方案设计和风洞试验验证,在Ma0=0.7,α=-2°～8°,β=0°～2°的范围内,进气道的总压恢复系数在0.920～0.952之间,周向畸变指数在1.142%～2.237%之间,达到了实用水平。(3)研究范围内,攻角的增加有利于改善平面埋入式进气道的总压恢复系数和周向畸变指数。

双燃烧室冲压发动机亚燃模块进气道非设计点工作特性

对适用于轴对称双燃烧室冲压发动机的亚燃模块进气道非设计点工作特性进行了风洞实验和数值计算研究,获得了该进气道的非设计点性能,并分析了其流态特征和再起动特性。实验数据显示,该进气道的马赫数4临界状态性能为:总压恢复系数0.425,出口截面平均马赫数0.519,可承受反压为自由流静压的56.52倍,而马赫数5的相应临界性能参数则分别为0.240,0.486和125.94。非设计状态下,该进气道的流量系数下降显著,马赫数5时的流量系数为0.813,马赫数4时则进一步下降至0.593,为此对高超声速进气道非设点综合性能的改善迫在眉睫。另外,该进气道在马赫数4时具有再起动能力。

高超声速进气道-隔离段反压引起不起动计算

对某典型二元高超声速进气道流场进行了数值分析,将不同反压条件下沿程壁面压力分布和实验数据进行了比较,结果表明计算成功、可信,所用计算软件可用于高超声速进气道流动计算。针对反压增加引起的进气道不起动现象,提出了反压引起进气道不起动流动的数值计算方法,解决了直接给定出口反压不能模拟进气道不起动的问题,计算所得进气道不起动时沿程壁面压力分布与实验结果吻合较好。研究发现,在不同反压下隔离段中的平均马赫数和平均压力值,从隔离段进口到激波串波前基本保持不变。当反压过高造成进气道不起动时,进气道进口前形成一道斜激波而不是正激波,波后有很大的分离,形成超声溢流,此时反压降到最大承受反压的一半左右。

高超声速进气道隔离段反压的前传模式及最大工作反压

对均匀来流和有斜波入射(非均匀)情况下隔离段内流动进行了数值分析,发现反压增加首先在隔离段出口形成激波串,出口压力不断增加,而隔离段内流动没有变化;进一步增加反压,直到隔离段出口附面层开始分离时,激波串开始往隔离段内移动,壁面压力自激波串第一道激波位置开始逐渐增加;反压继续增加,激波串在隔离段内不断地向前移动。分析了隔离段内激波串的流动特征,发现激波串是由系列“斜激波+附面层分离+加速降压”流动组合而成,激波串后的流动为掺混流动(掺混区)。提出了最大工作反压的概念,当反压等于最大工作反压时,激波串位于隔离段出口,波后附面层开始分离,反压的任何增加,激波串就会往隔离段内移动;当反压小于或等于最大工作反压时,隔离段出口为超声速流动。研究还发现最大工作反压比由零反压时隔离段出口平均马赫数唯一确定,马赫数越大,最大工作反压比越大。最大工作反压比数值可用D.E.Nestler的拟合式来计算。

底部排气法的减阻特性及在超声速导弹上的应用

采用数值模拟试验的方法较为系统地研究了底部排气减阻中气流的排出方式、流量消耗率、排气孔孔径和排气孔的收敛或扩张角等因素对底部阻力的影响 ,并将排气减阻的贡献分解为排气冲量和底部压强两部分进行了分析。本文首次将底部排气法应用于导弹上 ,结合一种具有常规气动布局的超声速导弹进行了底部排气方案设计 ,采用一种“底窝器”来提高进气道整流罩的底部压强 ,并进行了风洞实验验证。数值模拟发现 ,研究范围内流量消耗率的增加、排气孔位置的外移、开孔数目的增加以及开孔率的增加均能明显改善其减阻效果 ,但其各自的机理不同。前者主要依靠排气冲量的增加 ,而后三者则主要提高底部压强。风洞实验结果表明 ,“底窝器”能够明显降低全弹阻力系数 ,使全弹阻力系数下降 2 %～ 3 %。

前体边界层状态对高超声速进气道流动结构及性能的影响

采用CFD方法研究了前体边界层状态对轴对称高超声速进气道的波系结构、激波/边界层干扰特性以及流量捕获能力、总压恢复系数等的影响,获得了不同马赫数下进气道性能参数随一级锥边界层强制转捩位置的变化规律,并对采用二维粗糙体作为强制转捩措施给流场所带来的干扰进行了分析,研究中还对比了具体进气道设计方案间的差别.