二元混压超音速进气道数值模拟与试验研究

通过多方案二元混压超音速进气道的设计分析,优选出5种方案进行了数值仿真,确定了用于试验研究的进气道方案。在此基础上,进行了1∶3缩比模型风洞吹风试验,获得了多种工况下进气道的工作特性,分析了马赫数、攻角和侧滑角等参数对进气道性能的影响。结果表明,设计分析方法可行,可用于弹用超音速进气道的设计和验证。     

高速旋转冲压增程弹用进气道复杂流场数值模拟

采用块结构网格与二阶精度流场分区求解技术,对高速旋转、含侧向支柱冲压增程弹丸进气道内外复杂流场进行了数值模拟,得到了高速旋转工况下对应于不同来流马赫数和攻角,以及临界工况时超音速进气道内外流场复杂的波系结构。在旋转工况下,进气道流场结构与不旋转时相似,但旋转速度以及攻角的存在对冲压发动机进气道的总体性能产生了负面影响,进气道总压恢复系数和动能系数均有所降低,而流场畸变指数则显著增大;冲压发动机进气道在较低马赫数工作时的综合性能优于在较高马赫数工作时的综合性能。     

斜切反喷管性能分析

固体火箭发动机前端斜切反喷管，其结构简单、作用时间短、气动型面具有尖点，并在超音速区有台阶，喷管内存在一系列激波，并伴有流动分离现象。本文从雷诺平均的非定常Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程出发，结合采用Ｂｏｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型，利用时间相关法及ＭａｃＯｃｏｒｍａｒｋ两步显格式求解，模拟了斜切反喷管流场。计算得到的壁面压强分布与风洞吹风实验测得的压强分布相一致。该方法可应用于斜切反喷管的     

二维轴对称燃烧室侵蚀与喷管流场的一体化数值模拟

本文从Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程出发，采用先进的矢通量分裂算法，对二维轴对称固体火箭发动机燃烧室及喷管的内流场进行了一体化数值模拟，其中耦合进了燃面侵蚀燃烧的加质作用。计算中对超音速为主的流动进行了抛物化处理，对不同格式对亚跨超音速混合流场的适用情况进行了数值试验。本文除了给出主要的内流场参数预示结果外，还将侵蚀结果同实验结果进行了比较     

应用TTM网格研究冲压增程弹丸进气道内外流场

基于TTM贴体网格生成法,研究了某冲压增程弹丸超音速进气道内外流场数值模拟中单区域网格生成问题,流场求解采用了二阶隐式TVD格式。NACA0012翼型跨音速流场算例结果表明,所采用的算法和编制的程序可靠,能够适用于具有亚、跨、超音速三种流态共存的复杂流场数值计算。对超音速进气道数值模拟结果显示,得到的流场复杂波系结构是合理的,来流马赫数和攻角变化显著影响着进气道性能。     

马赫数振荡状态下带抽吸槽进气道非定常数值模拟

研究了在来流马赫数振荡状态下带抽吸槽的二维混压式超音速进气道的气动特性,通过给定非定常边界条件,对飞行马赫数为2．2、振荡马赫数幅值为0．154的进气道非定常流场进行了数值模拟。与定常条件下数值模拟结果进行对比,结果显示非定常流场与定常流场有较大差异。在振荡状态下,进气道的性能发生周期性变化,存在一个椭圆形或类似椭圆形的迟滞回路。     

一种RBCC二元进气道变几何方案研究

对工作于引射和亚燃模态的RBCC发动机进气道来说,宽马赫数工作的要求显得尤为突出,使得二元进气道应采用变几何结构。针对内压段收缩比对二元混压式进气道性能的影响,文中开展了理论分析和数值模拟研究,并由此提出了一种将内收缩比调节和边界层流动控制相结合的变几何二元进气道方案。研究发现,该方案以低马赫数小范围内较少的流量损失为代价,实现了进气道起动马赫数、阻力的降低和出口总压的增加,改善了进气道的综合性能。     

基于主动射流控制的二元混压式进气道起动特性研究

以N-S时均化方程为控制方程,采用SSTk-ω湍流模型对主动射流控制下的典型二元混压式超声速进气道二维定常流场进行了数值模拟和分析,验证了利用主动射流控制改善进气道起动特性的可行性,研究了不同射流流量、速度、总温对进气道起动特性的影响。结果表明,发现射流冲量大小是利用主动射流实现进气道迟滞回路内再起动的关键因素,当射流冲量大于某一阈值后,进气道即能实现再起动。研究还发现,采用主动射流控制技术后,进气道基本能消除迟滞回路现象。     

弹用二元超声速进气道侧滑敏感性数值分析

为评价二元超声速进气道在侧滑飞行条件下的适用性,基于Fluent软件,运用CFD数值模拟技术,开展了某实例二元超声速进气道内外流三维流场数值仿真计算,分析了有侧滑时进气道内部的流动性态,揭示出侧滑导致进气道迎风内侧壁附面层增厚,从而强化附面层对超声速扩压段斜激波和喉道段流动的干扰作用,使进气道捕获流量特性和总压恢复性能同步下降,侧滑角越大,进气道总体性能损失幅度越大。总体上,在0°~6°的小侧滑角范围内,因侧滑导致溢流造成进气道捕获流量的相对损失幅度低于3%,总压损失幅度不超过1.29%,表明在此条件下进气道总体性能对侧滑敏感性弱,仍可恰当适用。     

不同攻角下高超声速二元进气道性能研究

针对高超声速二维混压进气道,以最大总压恢复系数为目标,基于多楔面内收缩段设计原理,利用多楔角方法设计内收缩段长度和出口高度等。通过比较不同攻角下二元进气道总压恢复系数、流场及启动情况等多方面特性,验证了改变攻角对进气道启动特性改善的效果。     

反折式二元超声速进气道研究

X-51A采用带两级压缩楔面的反折式进气道设计方案,这是一体化权衡设计的结果,要求进气道设计综合各方面因素进行多目标优化。从发动机设计角度出发对类似于X-51A的反折式二元进气道进行了研究,合理选择了进气道的设计变量并运用多目标粒子群优化算法（MOPSO）对带两级压缩楔面的反折式二元进气道按总压恢复系数、流量系数及出口马赫数三个目标函数进行了多目标优化设计,计算中性能指标参数评估基于Euler方程求解得到。通过优化计算得到了带两级压缩楔面的反折式进气道相关性能指标参数最优变化关系及结构方案,可为后续进气道与飞行器一体化权衡提供设计参考。     

冲压发动机超声速进气道研究进展

超声速进气道是冲压发动机的关键部件之一。简要介绍了冲压发动机常用的典型进气道。重点叙述了进气道的最新研究成果,主要包括等溢流角弯曲前缘侧壁压缩进气道设计概念、支板引射压缩进气道、双模态超燃冲压发动机变几何进气道、全外压缩式超声速“参数进气道”、固定型面方转椭圆形超声速进气道（REST）等的设计概念与方案。最后概括了先进进气道的发展趋势。     

Recent Advances in the Theoretical and Applied Study on Compressible Turbulent Flow over Aerospace Vehicles

This paper focused on the fundamental and applied research of turbulent flows encountered in the hypersonic flight of aerospace vehicles,which take place in the boundary layer and mixing layer.As to the plate boundary layer,LES approach has been used to simulate the flows over compression corners and incident shock waves,revealing that turbulent flows would significantly inhibit the boundary layer separation caused by shock wave-boundary layer interaction(SWBLI).The boundary layer transition over a circular cone has been analyzed through stability analysis and wind-tunnel test,by which the angle-of-attack effect in case of small angle of attack has been studied.Non-linear evolution process and secondary instability structure in the supersonic mixing layer(Mc=0.5) were initially figured out through the study of mixing layer,and knowledge of the flow control mechanism of the boundary layer and mixing enhancement mechanism of the mixing layer has been obtained through this research.Artificial boundary-layer transition technique based on subharmonic resonance has been proposed and applied to the flow control in a scramjet inlet,inhibiting the flow separation of the boundary layer while improving the inlet performance.To guarantee the mixing of kerosene and supersonic airflow in the scramjet combustor,the mixing enhancement method based on subharmonic resonance has been adopted and a concept of combustor with smooth wall and low internal drag has been proposed for ignition and stable combustion.Finally,future turbulence research and technological development of aerospace vehicles is predicted.     

超声速进气道喘振的机理研究

应用数值模拟方法对中心锥中心进气混压式进气道的喘振现象进行了研究。在数值计算的基础上,根据进气道出口截面每个网格点的压力、密度、速度等参数计算了进气道喘振过程中流量系数和总压恢复系数随时间的变化情况。同时给出了在喘振过程中激波振荡的振幅、频率、对应的波系图案。并根据进气道头部分离涡的发展情况以及进气道内通道中状态参数的变化情况对喘振产生的机理进行了分析,认为进气道头部分离涡对喘振的产生起关键的作用。     

超声速进气道流场三维数值模拟

超声速进气道是固体火箭冲压发动机至关重要的部件之一,直接影响燃烧室的燃烧及发动机性能。基于N-S方程、标准k-ε双方程湍流模型,利用FLUENT软件对某型固体火箭冲压发动机楔形超声速进气道内外流场进行了三维数值模拟。计算得到了超声速进气道在飞行马赫数为Ma=3.5的情况下的流场性能。并在相同马赫数下,研究了等比压缩和攻角条件下的进气道流场的分布情况。模拟结果表明：进气道的总压恢复系数和流量系数等性能指标受到攻角的影响而发生变化。     

钝化唇缘对超声速混压式进气道性能的影响

在高速旋转条件下,利用二维轴对称N-S方程对唇缘钝化的超声速弹用进气道内外的复杂流场进行了数值模拟,所得流场结构清晰.湍流模型为RNG k-ε两方程模型,数值格式为一阶迎风格式.获得了在设计马赫数下不同外罩唇缘钝化半径对进气性能参数的影响.研究表明,在唇缘钝化半径合理增大的情况下,进气道的稳定工作范围变宽,总压恢复系数提高,唯一不利因素为进气道总阻力有所增大,证实唇缘钝化后的进气道能满足固冲增程炮弹的使用要求.     

三维横向流喷与超声速主流干扰流场的数值模拟

本文对三维隅角机翼声速喷流与超声速主流的干扰流扬进行了数值模拟。三维欧拉方程的求解采用非结构网络有限体积伽辽金法（Finite Volume Galerkin Method）。引入了总体结点积分域的概念,简化了从单元矩阵到总体矩阵的汇总过程。通量的分裂采用Osher格式,通过外差使其由一阶精度上升为二阶精度。发展了一种基于线化流量的逆风非结构网格隐式有限元格式以提高求解精度及效率。最后给出了三维隅角机翼流场的算例。