某典型二元高超声速进气道内二次流分析

对某典型二元高超声速进气道三维流场进行了数值分析，将固壁面压力分布的计算结果与试验结果进行了比较，二者吻合较好，表明数值模拟方法正确，结果可信。分析了高超声速进气道流场的波系结构以及进气道(含隔离段)内二次流特征。给出了外压缩波系下的角涡的形成和发展规律，在侧壁与压缩面相交角区形成为逆时针方向角涡，角涡的形成、发展与近壁激波／侧壁附面层干扰以及压缩面有关。分析了隔离段中的激波的反射状况，提出了隔离段二次流的形成和发展规律以及影响因素。在隔离段进口附近存在一分离区。隔离段内二次涡的形成、发展和消失由上下壁面的压差，激波的移动方向(波后气流的横向流动)等决定。研究还表明对于高超声速进气道即使是二元进气道，也要关注二次涡的存在和发展。     

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。     

一体化乘波进气道改进设计和流动特征分析

为提高一体化乘波进气道的性能,通过采用壁面马赫数反正切分布内收缩基准流场和改进密切轴对称过程中的控制型线实现了对一体化乘波进气道的改进设计。通过数值仿真分析了该构型设计与非设计状态下的性能和流动特征。结果表明:设计状态下,该构型性能优良,具有前体/进气道一体化设计的特点,压缩面切除造成压缩面边界层内存在横向流动。不同攻角来流状态下,前缘弯曲激波的形状变化较小,有助于提高进气道非设计工况下的性能。侧滑来流状态下,内压缩段的流动不均匀,该构型的性能随侧滑角的变化是非线性的,内压缩段背风侧会出现低压区,诱导出流向涡,当截面内的气流流向低压区时,内压缩段内会形成双涡结构,当气流流出低压区时,第二个涡会被耗散掉,形成单涡结构。      

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。     

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%。     

高超声速双模块内转式进气道的流动特性研究-Part I： 设计状态

本文通过特征线法设计了基于多道激波+等熵压缩波的基准流场,在此基础上通过流线追踪法设计了双模块内转式进气道。通过数值仿真和风洞试验相结合的方法,获得了内转式进气道的内外流特性。研究结果表明：在内转进气道最大半径对应的角区位置存在大量的边界层堆积,受第二道激波/边界层干扰,在激波根部卷起锥形旋涡;在内转式进气道内部,唇罩激波和管道边界层干扰显著,管道内存在自唇罩指向压缩面的强周向压力梯度,从而诱导管道内边界层均往一处汇聚,卷起大尺度流向涡。仿真和试验结果表明在来流马赫数5.74,攻角0度状态下,进气道气动性能优良,出口总压恢复系数系数达到0.58,最大抗反压为112倍。     

高超声速双模块内转式进气道的流动特性研究-Part II 攻角影响

为了研究飞行攻角对高超声速双模块内转式进气道流动的影响,本文通过试验和仿真方法,获得了0°,4°和6°攻角条件下进气道模块内的流动结构。结果表明：在本文研究的攻角范围内,进气道均可起动,进气道压缩面侧的压力变化体现了基准流场的流动特性。在耦合作用下进气道模块间压缩面诱导的激波形态沿流向由弓形逐渐发展为钟形,并且在外压缩激波的扫掠影响下进气道的三个角区出现了强度不同的旋涡结构。进气道压缩面侧的角区旋涡随着攻角的增加而逐渐增强,而进气道出口截面上低能流区域随着攻角的增加而逐渐减小。低能流区域内的二次旋涡呈现不同的变化趋势,位于上半截面的旋涡随着攻角的增加其逐渐向上移动,而位于下半截面的旋涡位置基本保持不变。     

弯曲激波压缩型面的设计及数值分析

分别采用等压缩角和递增压缩角的小折线构成压缩型面。研究了二维均匀超声来流流过压缩面时的波后超声流场,结果表明,该方法能够形成弯曲激波且波后气流沿流向的壁面静压近似为等压力梯度,其等压力梯度程度取决于各小折线压缩角的配置。采用该方法生成的曲面压缩型面进气道附面层稳定性好,优于常规的平面压缩进气道。与二维常规平面压缩进气道相比,设计工况下,性能相当;非设计工况下,性能优于二维常规平面压缩进气道。     

三面压缩高超进气道附面层抽吸研究

针对超燃冲压发动机中,三面压缩进气道激波/附面层干扰诱发的隔离段流向涡现象,探索了不同的附面层抽吸方式对隔离段流向涡的影响.结合附面层油流图谱及数值模拟考察了相应附面层流态,并分析了不同抽吸工况下的抽吸流量及其对出口截面总压恢复与流向涡的影响.发现隔离段流向涡气流主要源于侧壁附面层分离,相比于再附区抽吸,分离区抽吸大幅度抑制了侧壁附面层的分离流动,从源头上控制了隔离段流向涡的形成,大幅削弱了流向涡尺度,提高了进气道总压恢复.同时,抽吸面积越大,流动品质的改善作用就越明显,但是也伴随着流量损失.      

超额定状态下二元超声速进气道的流动特性

为了揭示超额定工作状态下超声速进气道内的复杂流动机理，对一设计马赫数为2.0的二元超声速进气道开展了数值模拟研究，获得了其在不同来流马赫数状态、不同节流状态下的流场结构.结果表明:当进气道工作在额定状态时，随着节流程度的增加，其激波串的核心区由偏向下壁面摆至偏向上壁面；而在超额定状态下，由于依次受到唇罩内侧分离包、唇罩激波等的影响，激波串核心区则由偏向上壁面转而摆至偏向下壁面.在来流马赫数为2.5的节流状态下，其唇罩激波与前体斜激波相交形成了马赫杆等复杂波系结构，而来流马赫数为3.0状态却并未形成此类现象.在上述两种超额定工作状态下，前体斜激波的上透射激波均在高反压条件下演化为正激波形态，而唇罩激波的下透射激波形态也发生了明显的改变.      

唇口对侧压式高超声速进气道及等直隔离段影响的数值分析

用N-S方程和RNGk-ε紊流模型计算了RBCC用侧压式高超音速进气道及等直隔离段三维内流场,重点分析了唇口位置对来流Ma=6流场的影响,并分析了有关的现象。结果表明:唇口位置前移使得出口截面上气流的均匀程度、对气流的压缩程度、唇口激波的强度、进气道的流量捕获率和总压恢复系数等都比唇口位置的情况更大,而在喉部时介于二者之间。      

Tomography-like flow visualization of a hypersonic inward-turning inlet

The flow field in a typical inward-turning inlet was visualized using the Planar Laser Scattering (PLS) method in a shock tunnel with a nominal Mach number of 6. The opaque inlet, which is truncated at a series of sections, and the following transparent isolator, are combined to enable the optical access at different streamwise locations. The sequential PLS images provide a tomography-like flow visualization, which confirm the existence of streamwise Counter-rotating Vortex Pairs (CVPs) in both external and internal flow field of the inlet. Generation mechanisms of these CVPs are unraveled with the help of a numerical simulation, among which the cowl notch plays an important role in the generation of surface trailing CVPs along the centerline of the cowl. Moreover, the cowl shock sweeps the internal boundary layer towards the body side, which ultimately accumulates low-momentum flow on the body side in forms of a large CVP propagating downstream through the isolator. The CVPs formed in the shape-transition are responsible for the nonuniform flow field of the inward-turning inlet. This study indicates that the V-shaped cowl notch affects the downstream flow significantly and, therefore, should be examined thoroughly in practical applications.     

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%.      

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%。     

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。