唇罩内型面对内转式进气道流动特性影响研究

内转式进气道流场参数分布不均,为改善进气道的流场结构、提高其气动性能,采用数值仿真方法开展了唇罩内型面对内转式进气道流动特性影响的研究。研究结果表明:唇罩内型面影响唇罩激波强度、形态与内流道波系结构,进而影响唇罩激波与侧壁边界层干扰诱发的三维流向涡的产生、发展以及空间分布;在研究范围内,随着唇罩压缩角减小,唇罩激波减弱,内转式进气道流场参数周向分布更加均匀,出口总压恢复系数先增大后减小,抗反压能力不断增强,最高增大了12.7%。     

流线追踪内转式低音爆进气道的设计方法及流动特征

摘 要：为了降低内转式进气道的音爆强度,设计了一种具有曲内收缩前体和零度唇罩角的内转式低音爆进气道,采用数值仿真方法初步研究其在不同工况下的流场结构和流动特征。结果表明：由于零度唇罩角,低音爆进气道的唇罩激波微弱,对唇罩外侧的流场影响较小,因此内转式低音爆进气道的音爆显著低于常规内转式进气道,其中在设计马赫数通流状态下相比下降约94.18%;由于内唇罩面向内偏折,导致唇口反射激波强度增加,总压损失增加,内转式低音爆进气道总压恢复系数略低于常规内转式进气道;内转式低音爆进气道的音爆除了与唇罩角有关,也与其飞行工况有关,飞行攻角越大、来流马赫数(Ma∞＜Mad)越小,音爆越大;其中,在α=0°时,其音爆比α=6°下减小约86.69%;在Ma2.2时,其音爆比Ma1.85下减小约91.93%。     

基于后掠唇罩的入射激波/边界层干扰流动控制方法

针对高超声速进气道内强唇罩激波/边界层干扰带来的大尺度分离、流动损失大等问题,提出了基于后掠唇罩的入射激波/边界层干扰流动控制方法。在来流马赫数3、唇罩压缩角18°条件下,仿真对比了后掠/平直2类唇罩2种构型干扰区内的流动特性。结果表明：后掠唇罩入射激波/边界层干扰产生的分离包尺度沿展向呈现逐渐增加的趋势,利用三维后掠入射激波产生的自对称面往两侧的顺压梯度,驱动低能流往两侧迁移,可使得分离区流向尺度相对于平直唇罩构型最大可减小50.6%;在后掠唇罩干扰区内,压力分布呈现以分离线曲率中心为虚拟中心的椭圆相似特征。     

唇罩激波/边界层干扰的壁面鼓包/次流循环组合控制方法研究

为了对超声速、高超声速进气道内多道连续唇罩激波/边界层干扰现象进行有效控制,提出了一种壁面鼓包/次流循环的组合控制方法,并对相关流动机理及参数影响规律进行了研究。结果表明:通过小尺度鼓包迎风侧弱压缩波束的预增压效应,实现对第一道唇罩激波/边界层干扰的控制;同时,在压差力的驱动下,鼓包下游第二道唇罩激波作用导致的边界层分离包内的低能流进入次流循环装置,并从上游压缩面上的吹气缝喷出,实现对第二道唇罩入射激波的控制。在鼓包与次流循环装置的共同作用下,两道唇罩激波产生的边界层分离被有效隔离并分别控制。同时,本控制方案不会造成进气道捕获流量的损失。相较于无控制方案,鼓包/次流循环组合控制方案可以在来流马赫数为3.95~6.95内实现对多道连续唇罩激波/边界层干扰的控制,改善内通道中的流动,提高进气道的总压恢复性能,最大改善幅度可以达到15.7%。此外,为保证控制效果,应选择合适的吹气缝和引气缝位置。     

高超声速内转式进气道型面流场重构

内转式进气道流场参数分布不均，为改善该类进气道的气动性能，本文采用数值仿真方法开展了基于型面的内转式进气道流场重构研究。结果表明：流场重构型面中心线对进气道流场结构及流动特性影响较大，在给定偏距/长度与中心线末端斜率的约束条件下，选取合适的中心线起始角能够大幅提高进气道的气动性能，改善流场参数分布。与进气道原型方案相比，流场重构型面中心线10°起始角的进气道方案总压恢复系数、抗反压能力最大分别提升33.7%、26.4%，自起动马赫数下降1.1。随着流场重构型面中心线起始角增大，唇罩激波/侧壁边界层干扰诱发的流向涡减弱、流向涡传输轨迹向唇罩一侧偏移，低能流向唇罩两侧迁移趋势增强。在研究范围内，随着流场重构型面中心线起始角增大，隔离段出口总压恢复系数先增大后减小，自起动马赫数先下降后不变。     

圆形出口内转式进气道流动特征

采用数值仿真的方法研究了内转式进气道的流动特征。研究表明:设计状态在近壁面唇罩激波诱发了二次流,进而发展形成流向涡,造成低能流堆积,隔离段出口流场分布不均,消弱了进气道的抗反压能力。有攻角条件下,口面激波偏离唇罩前缘,激波形态发生改变,激波波面中部展向具有准二维特性,压缩面两侧气流压缩变弱,激波层变薄,出现局部膨胀区;有攻角条件下的无黏流场,在进气道压缩段形成三维流向涡,该流向涡促进高能高速气流向壁面迁移,改善了黏性条件下隔离段出口流场的均匀度。     

二元低音爆超声速进气道的流动特性研究

为了揭示低音爆进气道的特殊流动机理,设计了一种新型二元低音爆超声速进气道,其具有零度角唇罩和发散等熵压缩前体这两个典型特征,并通过仿真手段获得了其在典型状态下的流场结构和工作特性。结果表明:由于唇罩内侧倾角过大,在低来流马赫数下(Ma∞=1.8,2.0),低音爆进气道在口部产生了唇罩弯曲激波及相应的局部亚声速区,这一流动结构的存在使其在临界状态下的总压恢复系数与外压式进气道相比分别降低了2.3%和5.5%;而在高来流马赫数下(Ma∞=2.5),唇罩激波在肩部下游诱导出一个大的分离包,该分离包使得低音爆进气道的性能随下游堵塞度的变化变得敏感。由于本文设计的低音爆进气道外唇罩角为0°,其音爆水平与外压式进气道相比显著降低,其中其音爆在设计马赫数的通流状态下减小了98.6%。此外,进气道的音爆还与其工作状态相关,进气道的溢流程度越大、超声速来流的马赫数越低,音爆水平则越高。     

高超声速内转式进气道流动的壁面丝线显示

针对风洞实验观测高超声速内转式进气道内部流动困难,不易获得内流道三维激波/边界层干扰主导的复杂流场结构的问题,通过拓展壁面丝线流动显示技术的潜力,在Ma∞5.9激波风洞中,借助高速摄影实时拍摄丝线流谱,并结合纹影、壁面压强测量以及数值模拟分析,验证了丝线的动态响应特性,丰富了内转式进气道的观测技术,获得了进气道的流场结构。采用预设堵块实验方法,在激波风洞中考核了内转式进气道模型的自起动能力。结果表明,直径约为0.1 mm,长度约为15 mm的402号涤纶/棉缝纫线的跟随性较好,能够直观、动态地显示出壁面流动分离区的范围,为判断内转式进气道是否起动提供了依据。内转式进气道模型在实验条件下能够自起动,起动状态下进气道唇口附近的波系结构以及前体压缩面的丝线流谱和压力分布与数值模拟符合较好。     

进口斜激波、膨胀波干扰下等直隔离段内的激波串特性

 超燃冲压发动机的隔离段在实际工作中会受到进气道唇罩激波及肩部膨胀扇的显著干扰,本文针对这一特定问题进行了专门研究。提出了唇罩入射激波及肩部膨胀扇的模拟方法,并利用德国Achen的风洞试验对其进行了检验,而后以此研究了入射激波及肩部膨胀扇干扰下隔离段内激波串的基本形态,并分析了出口反压和激波入射位置的影响。仿真结果表明：当激波串在隔离段内不断前移时,受唇罩入射激波及其反射激波的干扰,其高速核心区交替地偏向上下壁面;与无激波入射的情况相比,此时激波串的耐反压能力显著降低,且入射点位置越高,降低幅度越大,管道内的沿程静压分布规律与Waltrup经验公式偏离程度也越来越大。该文结果可为进气道/隔离段的一体化设计提供依据。     

内转式进气道流动控制研究

为了改善内转式进气道的性能,采用数值仿真的方法研究了内转式进气道的流动特征及流场控制技术。研究表明:在近壁面唇罩激波诱发了二次流,进而发展形成流向涡,造成低能流堆积,流场分布不均,消弱了进气道的抗反压能力。采用型面流场控制技术,重构进气道肩部压力与边界层分布,能够有效抑制流向涡的强度,减小流动损失,改善隔离段出口流场均匀度,提高其抗反压能力。与原方案相比,在设计状态流场控制方案隔离段出口总压恢复系数提高20%;最大抗反压能力提高28.4%;总阻力增大9.0%,进气道自起动马赫数由原方案4.2下降到该方案3.8。     

侧板构型对二维高超声速进气道启动性能的影响

对侧板前掠和侧板后掠两种构型的二维高超声速进气道开展了自由射流试验和数值模拟,考察了侧板构型对进气道启动性能的影响。结果表明,侧板前掠进气道的启动性能要明显优于后掠构型。通过对壁面压力分布、油流试验和数值模拟结果进行分析,发现侧板后掠进气道不启动流场大规模流动分离位于底板一侧,而前掠侧板对底板附近的流动分离具有限制作用,使得前掠构型不启动流场大规模分离形成于外罩一侧。外罩一侧边界层更薄,抵抗反压能力更强,更不容易发生分离,这正是造成前掠构型启动性能更优的原因。     

流线追踪Busemann进气道设计参数的选择

为了研究型面设计马赫数、唇口偏移量对流线追踪Busemann进气道设计点性能的影响规律,寻求最佳性能的进气道,对设计马赫数为6,具有不同型面设计马赫数和唇口偏移量的流线追踪进气道进行了数值模拟。研究表明:选取低于马赫数6的型面设计马赫数,可获得较高的流量系数和增压比,而其压缩效率并不低;进气道唇口偏移量增大,会导致流量系数、增压比变小,但却有利于减小进气道内的分离程度,还会影响隔离段内的流动,因此唇口偏移量的选取需要综合考虑。     

采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究简

 由于新型变中心体基准流场具有压缩效率高、反射激波弱的优点,采用该基准流场设计了矩形转圆形内收缩进气道,在设计点马赫数Ma=6.0进行了风洞试验研究。试验中得到了进气道压缩面的沿程压力分布、隔离段出口皮托压分布等参数。通过和数值模拟对比分析,结果表明：进气道外压段的压力分布明显具有先增大后减小的特征,内压段的压力分布具有两级爬升的特点,且压升较小,流场结构较好。由于内压段流场激波强度弱,进气道总压恢复系数较高,达0.518,并产生了52倍的增压比,其抗反压能力在144倍以上。试验研究表明,采用新型变中心体基准流场能改善矩形转圆形内收缩进气道的内压段流场及隔离段流场,并能有效提高进气道的总压恢复系数。     

采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究

由于新型变中心体基准流场具有压缩效率高、反射激波弱的优点,采用该基准流场设计了矩形转圆形内收缩进气道,在设计点马赫数Ma=6.0进行了风洞试验研究。试验中得到了进气道压缩面的沿程压力分布、隔离段出口皮托压分布等参数。通过和数值模拟对比分析,结果表明：进气道外压段的压力分布明显具有先增大后减小的特征,内压段的压力分布具有两级爬升的特点,且压升较小,流场结构较好。由于内压段流场激波强度弱,进气道总压恢复系数较高,达0.518,并产生了52倍的增压比,其抗反压能力在144倍以上。试验研究表明,采用新型变中心体基准流场能改善矩形转圆形内收缩进气道的内压段流场及隔离段流场,并能有效提高进气道的总压恢复系数。     

一种高超声速进气道起动/再起动的数值研究

对一种定几何轴对称高超声速进气道的起动过程、来流马赫数引起的不起动和再起动过程的非定常流态进行了数值研究,分析了唇罩侧板后掠对进气道起动/再起动性能的影响.结果表明:唇罩侧板后掠形成了横向溢流,缓解了捕获流量和进气道流通能力之间的矛盾,从而改善了进气道的起动/再起动性能;内收缩段内的激波与边界层的干扰较强,成为进气道起动的瓶颈.      

高超声速内收缩进气道轴对称基准流场改进

针对轴对称基准流场中前缘曲激波靠近中心体的部分激波强度过大现象,基于马赫数分布可控反设计方法,将这道前缘曲激波分解为一道较弱弯曲激波和部分等熵压缩波,改进的基准流场存在“四波四区”结构且压缩效率明显提高.基于该改进的基准流场和常规“两波三区”基准流场分别设计了圆形进口的内收缩进气道并对其流场特点和性能进行数值研究.结果表明:改进的进气道的流场能较好保持基准流场的特点;在来流马赫数为4.0~7.0范围内具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力,设计点的出口压比和总压恢复系数分别为17.56和0.540;改进的进气道采用来流马赫数从高到低前缘弯曲激波和汇集的等熵压缩波依次封口的设计概念,在提高流量捕获能力的同时减小了总压损失,总体性能优于常规进气道,来流马赫数为7.0时总压恢复系数相对提高了23.6%,来流马赫数为4.0时流量系数相对提高了5.7%.      

一种新型内乘波式进气道初步研究

提出了内乘波式进气道的设计概念。该进气道以内收缩锥轴对称流场为基础，采用流线追踪技术并截取激波面生成。它具有设计状态流量捕获能力强；三维压缩效率高；波系结构简单且无复杂角部流动，流动损失小等特点。采用该概念设计了来流马赫数6的内乘波式进气道，CFD计算结果显示：粘性对该类进气道设计具有较大影响，附面层的发展会使按无粘条件设计的进气道性能有所下降。尽管还没有进行粘性修正，在相同设计马赫数条件下，内乘波式进气道压比、流量系数和总压恢复系数等性能高于某典型侧压式进气道。     

Design method with controllable velocity direction at throat for inward-turning inlets

In the design of a hypersonic inward-turning inlet by applying the traditional basic flowfield, a reflected shock-wave is formed in the isolator due to the continuous reflection of the cowlreflected shock wave in the basic flow-field, which interacts with the boundary layer to produce a considerable influence on the performance of the inlet. Here, a basic flow-field design method that can control the velocity direction at the throat section is developed, and numerical simulations are conducted to demonstrate the effectiveness of this method. The method presented in this paper can achieve the absorption of the reflected waves at the shoulder of the basic flow-field by adjusting the variation law of the center radius in the basic flow-field, and a smooth transition between the compression surface and the isolator can also be produced. The Mach number and total pressure recovery coefficient of the inlet designed according to this method are 3.00 and 0.657, respectively, at design point(the incoming flow Mach number Ma1= 6.0). The results show that with this method, the inlet can efficiently weaken both the reflection of the shock wave and the interaction between the boundary layer and the reflected shock waves, which improves the aerodynamic performance of the inlet.     

Bump进气道中鼓包诱导的激波/边界层干扰特性

为了探索Bump进气道中鼓包诱导的锥形激波和机身发展而来的湍流边界层干扰问题,分析其气动优势,首先选取了半锥和半棱锥这两种与鼓包的流场结构具有一定相似性的构型作为参照,采用数值仿真方法,分别对这三类典型的三维激波/湍流边界层干扰问题进行了流场分析。在此基础之上,设计了三个不同马赫数的鼓包,并研究了设计马赫数对鼓包流场特性的影响。结果表明:当三类构型的无黏激波强度相等时,半锥诱导产生的旋涡强度最强,鼓包次之,半棱锥最弱。尽管鼓包诱导的流场非常复杂,其干扰流场却呈现出准锥形相似的特性。虽然半锥对边界层的排移能力最强,但是综合考虑边界层排移能力及进气道出口流场畸变下,鼓包最具优势,这也是其被选为超声速进气道前缘压缩面的重要原因之一。此外,在设计状态下,适当增加设计马赫数能改善鼓包排移边界层的能力,但设计马赫数太高,边界层排移能力基本不变,反而使得进气道总压损失急剧增加。      

高超声速二维混压式前体/进气道设计方法研究

以飞行Ma数Ma=6,H=25km为设计点,分别采用等激波角和等激波强度设计方法,并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,分别对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道进行了初步设计,分析并比较了几种方案进气道的设计点和非设计点性能及二维流场。研究表明,在低飞行Ma数下,唇口带有斜楔的前体/进气道起动性能和总压恢复优于唇口平直的,在高飞行Ma数下,唇口平直的前体/进气道冲压比高、外罩阻力小,而唇口带有斜楔的前体/进气道总压恢复系数高,外罩阻力相对较大。另外,分别采用等激波角和等激波强度方法设计的前体/进气道性能相近。本文提出的方法对于二维混压式高超声速前体/进气道方案的初步筛选具有一定的适用性。