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俯仰振荡引起的二元高超声速进气道不起动/再起动特性 总被引:4,自引:2,他引:2
针对高超声速飞行器受到扰动后俯仰姿态可能会瞬时大幅度改变或振荡的问题,为了分析其对进气道起动/不起动特性的影响,在Ma=4.03条件下对二元高超声速进气道俯仰振荡的流场进行了非定常数值模拟研究。研究结果表明:大幅度俯仰振荡的二元高超声速进气道会出现不起动和再起动现象,进入不起动/再起动状态时的流场特征和性能参数均发生剧烈变化;不同折合频率俯仰动态变化时,进气道的性能参数及流场特征存在明显差异,气动性能存在迟滞现象;折合频率越大,进气道发生不起动时的攻角值越大,再起动时的攻角值越小;折合频率增加到一定程度时,进气道可能出现全程起动或不起动现象,初始攻角将是决定进气道处于全程起动或不起动状态的关键因素。 相似文献
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一种改善高超声速进气道自起动能力的流场控制研究 总被引:4,自引:0,他引:4
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。 相似文献
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针对高速风洞变来流马赫数的能力有限,不易获得高超声速进气道起动马赫数界限的问题,本文尝试通过改变进气道模型攻角的方法来模拟来流马赫数的变化,分析定来流马赫数变攻角与定攻角变来流马赫数两种途径下二元进气道起动性能之间的关系,以助于风洞实验获得进气道的起动马赫数界限。结果表明,在Ma∞=5.9来流条件下,进气道不起动和自起动的临界攻角分别在12°~13°和0°~1°。定来流马赫数变攻角与定攻角变来流马赫数两种途径下,进气道不起动和自起动临界所对应的内收缩段入口马赫数基本一致。对于同一内收缩段入口马赫数,当变攻角跨度小于4°时,两种路径下进气道的内部流场与壁面压力分布规律符合较好;当变攻角跨度较大时,两者的差别也增大。对于二元高超声速进气道模型,当常规风洞的来流马赫数在进气道起动边界附近时,在一定的攻角范围内,可以尝试通过攻角机构连续改变模型安装攻角的办法来模拟变马赫数引起的进气道起动特性的演变过程。 相似文献
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为了探寻入口边界层厚度变化对高马赫数进气道自起动性能的影响,对简化的二元高马赫数进气道的加速自起动过程进行数值仿真研究,分析了边界层厚度对自起动过程中流场波系结构变化和自起动性能的影响机制,获得了不同边界层厚度下的进气道自起动性能及主分离包高度的变化规律。结果表明:随着边界层相对厚度从0.05增加至0.3,进气道的自起动马赫数一开始保持不变,然后快速增大;相同主流条件下,不起动流场跨越主分离包无量纲压升和主分离包高度随边界层相对厚度的增大均变小;边界层动量损失厚度和跨越主分离包无量纲压升对进气道起动性能影响重大。 相似文献
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一种二元高超声速进气道起动特性的尺度效应研究 总被引:3,自引:0,他引:3
对一种二元混压式进气道三维流场进行了数值和实验考察,研究了不同尺度进气道模型自起动性能的变化。结果表明,在相同来流单位雷诺数条件下,随着模型尺度的减小,进气道自起动马赫数有所提高,起动性能有所降低。同时对不同尺度模型进行雷诺数匹配,发现在相同雷诺数下,不同尺度模型的起动性能相近,表明雷诺数是影响不同缩尺模型起动性能不同的主要原因。在可获得的实验结果范围内,数值模拟所得到的自起动结果基本与之相符。此外,对实验中发现在低雷诺数下进气道反而呈现出自起动特征的异常现象进行了初步分析,通过数值模拟比较指出了低雷诺数下来流偏向层流流态,可能会导致进气道呈现一种“起动”状态。 相似文献
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对超声速冲压发动机进气道—喉道段进行了二维稳态流场数值模拟,给出了反压与攻角变化对冲压发动机进气道起动状态影响的数值模拟结果。得到不同反压及不同攻角下进气道—喉道段流场,分析了起动与不起动时进气道—喉道段壁面静压分布特性。 相似文献
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本文通过对典型二元超声速进气道进行数值仿真,研究了内收缩段中泄流位置对进气道自起动性能及抗反压能力的影响规律和影响机制。研究结果表明:泄流腔改善进气道自起动性能和抗反压能力的内在机制不尽相同,泄流腔位置决定了进气道在临界不起动状态下的泄流量、临界不起动模式和临界反压状态下的泄流量,其中临界不起动状态下的泄流量和临界不起动模式共同影响进气道的自起动性能,而进气道的抗反压能力则主要由临界反压状态下的泄流量决定。在本研究范围内,当Lc=0.31时,进气道自起动性能最好,而当Lc=0.15时,临界压比和总压恢复系数最高。 相似文献
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不起动流场对超声速/高超声速进气道自起动性能的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
对7个典型速域的二维超声速/高超声速进气道加速自起动过程进行了准定常数值仿真,分析了真实临界不起动流场对进气道自起动性能的影响,研究发现:存在一种介于超声速和高超声速临界不起动模式之间的过渡临界不起动模式。当真实不起动流场处于超声速临界不起动模式时,自起动马赫数略大于无黏设计自起动马赫数;处于过渡临界不起动模式时自起动马赫数小于无黏设计自起动马赫数;而该研究中处于高超声速临界不起动模式的进气道,自起动马赫数明显大于无黏设计自起动马赫数。高超声速临界不起动模式下的喉道截面特征气流参数显著偏离无黏临界不起动流场,所以Kantrowitz理论以及基于该理论发展而来的系列方法不适用于预测高超声速进气道自起动性能。 相似文献
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The variable geometry supersonic inlet tends to decrease the throat area to reduce the Mach number upstream of the terminal shock, so as to reduce the flow loss. However, excessive Internal Contraction Ratio(ICR) exposes the inlet to a greater risk of unstart, which inevitably results in a process of increasing the throat area to aid the inlet restart. In the above throat regulation process, the inlet undergoes the start, unstart, and restart states in turn. In order to reveal the flow structure... 相似文献
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为了探索节流反压变化对进气道起动性能的影响,在来流马赫数为2.0的情况下,采用定常/非定常数值仿真方法对出口可移动壁面运动速率为12,24,36mm/s的进气道进行了研究,分析了不同可移动壁面运动速率引起的堵塞度变化对进气道流场特性及气动性能的影响。结果表明:采用非定常数值仿真获得的进气道性能参数和流场特性变化规律与定常数值仿真时一致,定常/非定常数值仿真时的进气道性能参数均存在"迟滞回路"现象;进气道出口堵塞度变化速率越大,"迟滞回路"现象越明显;堵塞度变化速率越大,进气道进入不起动状态时的堵塞度越高,进气道再次进入起动状态时的堵塞度越低。 相似文献
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超声速进气道加速/减速过程起动/不起动现象研究 总被引:2,自引:0,他引:2
为了研究加速/减速过程中超声速进气道的起动/不起动现象,对二元超声速进气道的二维流场进行了定常/非定常数值模拟.分析了在来流马赫数为1.75~2.05范围内4种不同加速度绝对值对进气道气动性能的影响,并对定常/非定常模拟方法的结果进行了对比.结果表明:与定常模拟时相比,非定常数值模拟时进气道的流场特征在加速起动过程中和减速不起动过程中均存在明显的滞后现象,且加速度绝对值越大,滞后现象越明显;非定常模拟时的进气道处于起动状态时,其气动性能存在迟滞现象;当加速度绝对值一定时,进气道起动过程耗费的时间大于不起动过程耗费的时间. 相似文献
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回顾了中国近年来在超燃冲压发动机领域的研究进展。首先是高超声速进气道的研究进展,包括高超声速进气道中激波与附面层干扰、起动和再起动、隔离段、进气道附面层抽吸、进气道通道内外压缩比、侧压式进气道、Busemann进气道等。其次是超声速燃烧方面的研究及模型超燃冲压发动机研究。最后对研究工作进行了评述。 相似文献
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进气道作为高速航空航天飞行器的重要气动部件,对飞行器的气动力特性、结构重量、隐身性能等有显著影响。激波/边界层干扰现象是高速进气道内普遍存在的一类流动现象,对进气道的性能有突出的影响。发生于进气道内的激波/边界层干扰现象主要可分为正激波/边界层干扰、斜激波/边界层干扰以及三维激波/边界层干扰几类,由于受到侧壁壁面和进气道内背景波系的影响,这些干扰现象偏离了传统基于简化模型的研究结果,具有显著的耦合干扰特征,干扰区间内三维特征明显。概述了发生于进气道内的激波/边界层干扰特性及相关研究进展,并对目前进气道内激波/边界层干扰现象的控制方法进行了总结。 相似文献
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