尖脊(Caret)进气道地面气动特性试验研究

在地面静止状态下试验研究了尖脊进气道气动特性以及唇口厚度对进气道性能影响 ,给出了进气道各侧壁沿程静压分布及其出口总压分布图谱 ,研究了进气口流动特点及其对出口总压畸变流场的影响。试验表明 ,Caret进气道进口存在一大一小的反向旋转涡 ,该旋涡的作用使得进气道高、低压区均旋转了 90°以上。进口下唇口和外唇口厚度对地面静止状态下的进气道总压恢复系数和总压畸变指数有较大的影响 ,为进气唇口厚度的选择提供了依据。     

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,而小角度侧滑时对出口流场畸变的影响不大,不仅未下降,反而稍有增加。     

可调唇口改善大攻角下S弯进气道内部压力场的实验研究

实验研究了可调唇口对大攻角下Ｓ弯进气道内气流压力场的作用。在攻角从０°到８０°、唇口角从０°到５０°的实验条件下，分别测量了Ｓ弯进气道的４个壁面沿程静压以及管道出口截面静压。结果表明：如果没有可调唇口技术，随着攻角增大，Ｓ弯进气道内的压力会大大减小。可调唇口大大地提高了进气道压力，改善了进气道的预扩压性能     

埋入式进气道流场控制研究

针对埋入式进气道总压恢复系统数低、畸变大的特点,提出了利用扰流器对埋入式进气道进行流场控制的方案。通过吹风实验,分析了扰流器的轴向位置、长度、高度、安装角、数目等对埋入式进气道性能的影响。研究结果表明,提出的流场控制方案可以大幅度提高进气道总压恢复和降低流场畸变,总压恢复σ可提高 3.5%以上,流场畸变指数 Δσ可降低 5.4 2 %以上,使埋入式进气道的性能达到可应用的水平,为埋入式进气道流场控制提供理论和设计依据。     

平面埋入式进气道的数值仿真研究与试验验证

通过对比平面埋入式进气道的流量特性、攻角特性和侧滑角特性的计算和试验结果,验证了本文数值方法的可靠性。在此基础上,利用CFD技术分析了其出口总压图谱的成因,探讨了该类进气道的内流场结构并分析了弹身附面层的影响。研究结果表明:(1)本文所采用的数值分析方法具有较高的精度,所预测的进气道出口截面总压恢复系数的相对误差在1%以内;(2)计算所得到的进气道出口截面高压区位置以及范围大小与试验结果相当吻合,但低压区范围稍大;(3)平面埋入式进气道沿程截面二次流的速度较大,表现为一对反向对涡。随着沿程截面的由前而后,该对涡的影响区域不断扩大,直至整个内通道中;(4)埋入式进气道出口截面的总压损失可分为管道外部损失和管道内部损失两部分。研究范围内进气道的外部总压损失要大于内部总压损失,且随着进气道平均出口马赫数的增高,外部总压损失和内部总压损失均逐渐降低。此外,当攻角从-2°变化到8°时,由于进入进气道内的附面层气流减少,管道外部总压损失不断下降,而其内部总压恢复系数的变化趋势并不明显,因而总压恢复系数随着攻角的增加而增加。     

大攻角下矩形变圆形截面的S形进气道的内流特性

本文给出了0～85°,特别是30～85°攻角下横截面形状由矩形过渡到圆形的S形进气扩压管道在自由射流吹风条件下抽气实验的结果。研究结果表明,随着进气攻角α增大,出口处总压损失系数η_σ,旋流系数SC_(60)增大,流量φ则不断减小;总压畸变指数DC_(60)的变化比较复杂,在0～60°攻角范围内,随攻角的增大而增加,在70°左右畸变指数值反而下降,然后在大攻角条件下畸变指数再度增加。因此在亚音速大攻角下考虑进气道与发动机相容性问题时,只考虑压力畸变是不够的,必须考虑影响发动机工作的旋流因索。本实验研究为高机动飞机进气道之设计及其性能之改进提供了参考依据。     

液体燃料火箭发动机性能可靠性的统计评定

 一批液体燃料火箭发动机的性能指标X是。N（μ,σ）,σ²=σ_A²+σ_E²,σ_A²是发动机性能的台间方差,σ_E²是台内方差。设计要求是“μ∈[μ_L,μ_U]、σ≤B”。本文提供了根据发动机的试验数据,能否以置信度γ,判定批产品性能满足设计要求的方法。     

全尺寸埋入式进气道地面特性试验

采用在进气道出口连续抽气的方法,在地面静止状态(俯仰角α=0°,偏航角β=0°)下试验研究全尺寸埋入式进气道的气动特性。首先介绍了试验方法,给出了出口总压分布图谱,然后对进气道流量和畸变特性进行了分析。结果表明:试验设计合理,准确校准了进气道出口流量;地面静止状态下进气道性能良好,总压恢复系数随流量的增大而减小,周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数则随出口马赫数的增加而增加。     

壁面粗糙度对高超声速进气道气动性能的影响

为探究壁面粗糙度对于高超声速进气道气动性能的影响,采用经过校验的数值仿真和理论分析相结合的方法进行研究。结果显示:同一飞行马赫数下,随着壁面粗糙度的增加,进气道的流量系数、总压恢复系数和出口马赫数逐渐降低,而静压比、压差阻力系数、摩擦阻力系数以及起动马赫数则逐渐增大;不同飞行马赫数/不同钝化半径下,进气道性能参数随壁面粗糙度的变化规律相似,均表现出较好的拟合规律,据此获得的拟合公式及光滑壁面进气道的气动性能可预估不同壁面粗糙度下进气道的气动性能;就本文研究的进气道而言,当壁面相对粗糙度从0增加至0.625%时,进气道起动马赫数从4.25增加至4.85。壁面粗糙度增加,导致进气道沿程附面层增厚是进气道气动性能参数出现上述变化规律的主要原因。     

双下侧定几何二元混压式超声速进气道的风洞试验

 针对一种应用于导弹上的冲压发动机用双下侧布局二元混压式超声速进气道气动特性开展了高速风洞试验研究。研究结果表明,随着反压比的提高,进气道总压恢复系数提高,临界状态后结尾激波系能停留在收缩通道内,在稳定亚临界状态下进气道总压恢复系数最高,但流量系数略有降低;随着来流马赫数的增大,进气道总压恢复系数下降,流量系数在小于设计马赫数下逐渐提高,激波贴口后流量系数基本不变;随着迎角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数随之提高,在Ma＝2.5,侧滑角β＝0°,迎角α增大到6°时进气道出现流量堵塞现象,性能降低;随着侧滑角的增大,两个进气道的性能均下降,迎风侧进气道相对背风侧进气道下降更厉害,在Ma＝2.5,α＝2°,β＝2°时背风侧进气道出现流量堵塞,性能降低;小角度滚转对进气道性能影响不大。     

7一种双S形进气道流场特性殛控制的试验研究

In order to provide the line of-sight blockage of the engine face for an advanced Uninhabited Combat Air Vehicle(UCAV), a highly curved serpentine inlet is proposed and experimentally studied. Based on the static pressure distribut ion measurement along the wall, the flow separation is found at the top wall of the second S duct for the baseline inlet design, which yields a high flow distortion at the exit plane. To improve the flow uniformity, a single array of vortex generators (VGs) is employed within the inlet. In this experimental study, the effects of mass flow ratio, free stream Mach number, angle of attack and yaw on the performance of a serpentine inlet instrumented with VGs are obtained. Results indicate: (1) Compared with the baseline serpentine design without flow control the application of the VGs promotes the mixing of core flow and the low momentum flow in the boundary layer and thus prevents the flow separation. Under the design condition, the exit flow distortion (

) decreases from 11. 7% to 2.3% by using the VGs. (2) With the descent of the free stream Mach number the total pressure loss decreases. How ever, the circular total pressure distortion increases. When the angle of attack rises from - 4° to 8°, the total pressure recovery and the circular total pressure distortion both go down. In addition, with the increase of yaw the total pressure recovery is fairly constant, while the circular total pressure distortion ascends gradually. (3) When Ma₀=0.6-0.8, α= −4°-8° and β= 0°-6°, the total pressure recovery varies between 0.936 and 0.961, the circular total pressure distortion coefficient varies between 1.4% and 5.4% and the synthesis distortion coefficient has a ranges from 3.8% to 7.0%. The experimental results confirm the excellent performance of the newly designed serpentine inlet incorporating VGs.     

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3.0 MPa变化到5.5 MPa，进气道的性能参数及内部流态无明显变化。     

双下侧布局带泄流腔二元进气道试验

针对一种双下侧布局带泄流腔的二元进气道进行了试验研究.试验时,来流速度范围Ma=2.0～3.5,姿态角范围为α=-4°～10°,β=0°～4°.试验获得了进气道的反压特性曲线、速度特性曲线、迎角特性曲线和侧滑角特性曲线.分析表明,随着来流速度和迎角的增加,进气道的流量系数先增加,在设计点达到最大,之后由于弹身头部激波的影响略有减小.侧滑时两侧进气道气流状态不同,工作范围由性能较低的迎风侧进气道来决定.另外,通过分析进气道的沿程静压分布曲线,说明泄流腔结构能使结尾激波停留在泄流腔边缘,扩大了进气道的工作范围.      

定几何混压式轴对称超声速进气道气动特性数值仿真和实验验证

 针对一种Ma4一级定几何混压式超声速轴对称进气道进行了数值仿真研究，并和风洞实验结果进行对照，验证了本文所采用计算方法的可靠性。利用CFD方法获得了进气道激波系分布、内通道流场分布和沿程静压分布并对Ma4下稳定亚临界状态进行了分析。研究结果表明：（1）超临界状态下，随着进气道出口反压的提高，结尾激波系向喉道方向移动，结尾激波损失减小，总压恢复系数提高；（2）攻角的增加对进气道的迎风侧和背风侧影响增大，结尾激波系由对称分布向一边倾斜的趋势增大，背风侧的承受反压能力下降，总压恢复系数随着下降；（3）随着来流马赫数的增加，激波损失加大，总压恢复系数随之下降，同时由于激波角变小，激波也越靠近外唇罩，溢流减小，流量系数增大，在激波贴口后流量系数基本保持不变；（4）通道内的静压分布曲线清晰的反映了内通道沿程激波系情况；（5）在大于贴口Ma数工作时，结尾激波系被推出唇口的情况下，由于滑流层作用出现一个类似外压缩式的气动通道从而存在稳定的亚临界状态。     

矩形截面高超声速进气道高焓风洞实验

对设计工作马赫数为4.5~6.5的矩形截面高超声速进气道进行了马赫数为6,5及4的高焓风洞实验研究,获得了进气道在不同反压下的性能参数及沿程静压分布.实验结果显示,设计状态下(Ma=6,α=0°),进气道的流量系数和总压恢复系数分别为0.97和0.41,增压比约为来流静压的35倍,隔离段出口马赫数不大于2.6;最大承受反压不小于来流静压的114.5倍.研究还发现,反压升高引起的激波串可停留在内压段,且不影响进气道的流量捕获;当Ma=5,α=0°时,进气道的流量系数不低于0.77,总压恢复系数在0.49~0.67之间.设计工作马赫数及攻角范围内,进气道内未发现明显的流动分离,均可正常起动工作.      

一种二元定几何混压式超声速进气道流场控制概念研究

针对二元定几何混压式超声速进气道低马赫数时流量系数低加速性能差的问题,提出了一种新的泄流槽流场控制概念,并通过数值仿真,揭示了泄流槽控制激波结构机理及其主要几何参数对进气道性能的影响规律.研究结果表明:采用该流场控制方案可通过泄流槽入口处的波系结构使进气道在低于设计马赫数时的出口总压恢复系数和流量系数相对于原型方案均得到明显提高,而在设计点关闭泄流槽后进气道的性能与原型进气道基本相当,这对改善冲压发动机在低马赫数转级后的加速性能是有利的.      

高超声速咽式进气道起动特性研究

为了研究高超声速咽式进气道在非设计迎角以及低马赫数下的起动性能,利用流线追踪生成了设计马赫数Ma=7,具有8-7无粘基本流场（即俯仰平面内的斜激波由和自由来流呈8°夹角的斜压缩面产生;偏航平面内的斜激波由和自由来流呈7°夹角的斜压缩面产生）的咽式进气道,并对边界层修正前后的两种咽式进气道进行了数值模拟和高超声速风洞实验。实验观测和记录了各个来流条件下进气道模型唇口的激波系结构,测量了沿进气道模型上下壁面中心线从气流进口到出口的沿程静压分布。结果表明：迎角的增大和来流马赫数的减小都会对进气道的起动性能造成不利的影响,通过对咽式进气道进行边界层修正,可以提高进气道的总压恢复系数,减小内收缩比,从而扩宽进气道起动的马赫数以及迎角范围,对进气道设计有着积极的作用。     

高超音速后掠激波与边界层干扰流场特性

应用表面油流和液晶温度显示、表面热流率和压力测量四种测试技术,在Ma_∞=7.8、单位长度雷诺数尺Re_∞=3.5×10~7/m条件下,研究了30°迎角尖前缘翼面诱导激波和湍流边界层干扰流场特性。结果表明:表面流动是准锥型,在强相互作用下,流动发生了二次分离和再附,导致表面油流线的流向角、温度、热流率和压力分布均出现明显的凹坑。