可变内收缩比侧压式进气道自起动性能

为了寻求一种实现进气道自起动的方法,在数值模拟结果的前提下,开展了可移动唇口板的侧压式进气道自起动特性风洞实验。数值模拟结果发现,在侧压式进气道唇口板逐级后移和前伸过程中,存在起动迟滞现象。通过移动唇口板减小内收缩比,侧压式进气道能够实现自起动。实验结果表明:在来流Ma3.85条件下,唇口板后移时,该模型侧压式进气道自起动内收缩比在1.24至1.28之间,对于已起动的侧压式进气道,唇口板前伸到内收缩比为Ric=1.33,该进气道仍起动。     

高超声速二元变几何进气道气动方案设计与调节规律研究

 针对二元高超声速进气道宽马赫数大攻角工作要求,研究了转动唇口变几何进气道调节方案,给出了一种高性能变几何原型进气道设计方法,并通过数值仿真获得了变几何进气道各工况下的调节规律及性能变化规律。研究表明:采用特殊曲面唇口设计的变几何进气道宽马赫数范围内流场结构较好,总体性能优越;以马赫数Ma=6.0为设计点的原型进气道采用转动唇口方案无需附面层抽吸即可在唇口开启过程中实现接力点自起动,且最低自起动马赫数降至Ma=3.5;低马赫数大攻角状态下,通过转动唇口合理控制喉部平均马赫数范围可保证进气道正常工作。     

移动唇口变收缩比侧压式进气道反压特性和自起动性能

在来流马赫数为3.85条件下,开展了移动唇口可变收缩比侧压式进气道反压特性和自起动性能风洞实验.研究了不同内收缩比条件下,侧压式进气道抗反压性能和起动性能.实验结果表明:在正常工作条件下,侧压式进气道内收缩比大小影响其抗反压能力,内收缩比1.19的侧压式进气道能抗23.42倍反压,内收缩比1.24的侧压式进气道能抗26.44倍反压,内收缩比较大的进气道抗反压能力强;不能自起动的侧压式进气道,通过移动唇口减小其内收缩比,可以顺利实现自起动.      

宽马赫数范围高超声速进气道转动唇口变几何方案研究

结合简单一维流理论讨论了一种工作于Ma=4～7、采用可转动唇口的变几何二元高超声速进气道设计方案,并利用数值仿真手段对其Ma=4下的自起动性能及其他不同工作马赫数下的性能进行了研究.结果表明:所设计的变几何进气道必须辅以附面层排移措施才能在Ma=4下顺利实现自起动;该变几何方案Ma=4下的流量系数达0.7以上,这为飞行器加速提供了强有力保障;与定几何进气道相比,变几何进气道高低马赫数下的总体性能均得到显著提高;此外,转动唇口的铰接位置对自起动性能有重要影响.      

RBCC进气道喉道及唇口调节数值研究

为提高发动机在宽马赫域下的工作性能,针对中心支板式火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle,RBCC),开展了变几何进气道方案设计,通过数值模拟研究了喉道高度调节方案中进气道的流场特征,进一步分析了喉道高度调节方案和唇口位置-喉道高度协同调节方案在性能上的区别,并分析了唇口位置调节对变几何进气道起动性的影响。研究结果表明:喉道调节方案在兼顾亚燃、超燃模态性能需要的同时,能保证进气道在Ma_∞=2.4前顺利起动;而喉道-唇口调节方案能进一步降低进气道起动马赫数,使进气道在Ma_∞=1.6前起动,同时能减少进气道的总压损失,并能提高进气道在部分非设计点下的流量系数。相比于喉道调节方案,喉道-唇口调节方案在Ma_∞=3,4,5下的流量系数分别提高了15.1%,40.3%和15.9%。     

变后掠角+变侧压角曲面压缩的高超侧压式进气道数值仿真

为进一步提高侧压式进气道性能,提出了变侧压角与变后掠角+变侧压角两种曲面压缩的侧压式进气道设计方案,利用数值仿真手段对其Ma=6,Ma=4下的流场结构及总体性能开展了研究,并与常规平面压缩的侧压式进气道进行了比较.结果表明,曲面压缩的侧压式进气道性能要明显优于常规平面压缩进气道;采用变后掠角+变侧压角设计的曲面侧压式进气道具有前掠与后掠两种进气道的优点,能显著提高进气道高低马赫数下的性能.计算发现,Ma=6设计点下,变后掠角+变侧压角曲面侧压式进气道流量系数较常规进气道提高4.1%,总压恢复系数提高5.3%;Ma=4来流条件下,流量系数提高6.3%,总压恢复系数提高5.4%.      

攻角动态变化对侧压式进气道起动特性影响的风洞试验

为了探寻不同频率下攻角动态变化对进气道起动性能的影响,进行了攻角以不同频率调节的侧压式进气道Ma=3.85的风洞试验.对一个设计Ma=6、起动Ma=2.5的侧压式进气道完成了攻角从0°→8.15°→0°,频率分别为0.8,1.6,3.2 Hz和6 Hz的数次吹风试验.试验结果表明:四种频率状态下进气道在一个振荡周期中都能经历一个起动—不起动—再起动的过程;随着频率的增加,在进入振荡的第1个周期内不起动攻角缓慢增大,而在之后的周期性变化中不起动攻角急剧减小.      

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。      

攻角动态变化的侧压式进气道风洞实验

在Ma=3.85的风洞中,对一个设计Ma=6起动Ma=2.5的侧压式进气道完成了攻角从0°→8°→0°的连续吹风实验.实验结果表明:0°攻角时进气道顺利起动,当攻角增大到5.7°时,进气道出现不起动;之后在8°到0°的变化过程中,在5.4°时又恢复了起动.另外,随着攻角的增加,流量系数在起动状态下缓慢减小,在不起动状态下急剧减小.实验中还进行了攻角0°→4°→0°的动态连续吹风实验,进气道全程都处于起动状态.      

几何高度对RBCC发动机超声速侧压式进气道起动性能的影响

对两类典型的侧压式进气道在来流Ma=1.5～5.0范围内的起动性能开展数值模拟研究,研究了几何高度对进气道性能的影响.研究发现:不同高度的进气道起动过程所表现出来的流场特征差别较大,对于合适的高度,进气道未起动时的性能大为改善,起动过程的性能变化趋于平缓,起动马赫数较小（存在最小值）,此时进气道具有较好的起动性能并能在来流马赫数小于自起动马赫数时较好工作.      

高超侧压进气道前/后掠的数值分析和比较

侧板构型和唇口位置是影响侧压式进气道性能的关键参数。选取了5个具有一定代表性的状态点对前/后掠进气道模型进行了计算和分析,重点比较了当侧板前/后掠时进气道的流量系数、压升、出口气流均匀度等性能。通过对比分析,发现侧板前掠时进气道的流量系数、压升大于侧板后掠结果,且进气道出口流场更均匀。当马赫数较低时,前/后掠进气道性能差别比较明显:同为50%溢流窗,来流马赫数4时,侧板前掠的进气道流量系数比侧板后掠的情形高出7.7%;而当来流马赫数为8.09时,侧板前掠的进气道流量系数仅高2.6%。     

新型曲面压缩的高超侧压式进气道数值仿真

为进一步提高侧压式进气道性能,提出了变侧压角与变后掠角+变侧压角两种新型曲面压缩的侧压式进气道设计方案,利用数值仿真手段对其M6、M4下的流场结构及总体性能开展了研究,并与常规平面压缩的侧压式进气道进行了比较。结果表明,曲面压缩的侧压式进气道性能要明显优于常规平面压缩的进气道;采用变后掠角+变侧压角设计的曲面侧压式进气道具有前掠与后掠两种进气道的优点,能显著提高进气道高低马赫数下的性能。计算发现,马赫6设计点下,变后掠角+变侧压角的曲面侧压式进气道流量系数较常规进气道提高4.1%,总压恢复提高5.3%,二者之和为9.4%;马赫4来流条件下,流量系数提高6.3%,总压恢复提高5.4%,二者之和为11.7%。     

高超声速侧压式进气道溢流特性研究

首先介绍了高超声速侧压式进气道的构型, 定义了侧压式进气道可能存在的两种溢流模态———构型溢流和压差溢流;然后对构型溢流进行了理论分析和计算, 阐明了侧板后掠的侧压进气道设计参数对构型溢流影响;最后对不同侧板配置方式的侧压式进气道进行了数值模拟, 通过对比分析发现由唇口板位置所决定的溢流窗大小对进气道溢流特性的影响显著.      

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。     

马赫数4～7的高超侧压式进气道气动设计与性能

对巡航马赫数为7、转级马赫数为4的宽范围侧压式进气道进行了设计,讨论了主要设计参数的选取原则,给出了一种曲面压缩的高性能侧压式进气道设计方案,并利用数值仿真手段对其流场结构及性能进行了研究.结果表明,所设计的侧压式进气道在马赫数Ma=4时的流量系数达到0.753,最大正攻角可达6°以上.Ma=6时,流量系数达到0.94...     

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。     

支板布局对三维侧压式进气道特性的影响

对采用前掠、后掠及混合掠支板布局的三维侧压式超燃发动机进气道（工作马赫数4～6）开展了数值计算，详细比较了不同支板布局的流场波系、边界层发展以及总体性能特征，主要结论有：（1）后掠支板进气道的起动马赫数范围较宽，但附加溢流大，需前移唇口保证流量系数，结果上顶板反射激波加强，总压损失和流场畸变较大；（2）前掠支板进气道能保证较高的流量系数及总压恢复系数，但低马赫数起动困难；（3）混掠支板进气道综合了前掠与后掠布局的优点，能够保证较宽马赫数范围内的工作和较优的进气道性能，但需优化。     

内压缩段构型对高超声速进气道自起动性能的影响

为了探寻内压缩段构型对高超声速进气道自起动性能的影响，对二元高超声速进气道折角型和曲线型两种内压缩段的自起动过程进行准定常数值仿真研究.对比了这两种构型进气道在不同唇罩起始压缩角下的自起动性能和自起动过程中分离区的变化规律，并分析了内通道压缩强度沿程分布对进气道自起动性能的影响.研究表明:①即使进气道内收缩段的内收缩比相同，不同的内压缩段构型和唇罩起始压缩角对高超声速进气道的自起动性能影响显著，曲线型内压缩段构型的自起动性能明显优于折角型；②内压缩段的总压缩强度及其沿流向分布都是影响高超声速进气道自起动性能的关键因素，并且压缩强度沿流向分布决定着进气道在自起动过程中处于临界状态下主分离包所停留的位置.