一种二元进气道起动特性的数值与实验考察

采用Spalart-Allmaras湍流模型对来流马赫数变化引起的二元高超声速进气道模型的起动特性进行了三维数值模拟,并在来流马赫数5.5和5.9两种工况进行了激波风洞实验验证。结果表明,进气道不起动时,模型侧板上的流动分离与外压缩面上的流动分离相融合,堵塞了进气道入口,三维流动特征显著。在预报进气道自起动和不起动时,应当考虑三维流动效应。逐步增大来流马赫数和逐步减小来流马赫数两种路径下,进气道存在起动迟滞现象。对于本文的进气道模型,当内收缩比增大0.2时,自起动马赫数约升高1,不起动马赫数约升高0.5,进气道的起动迟滞环变大,起动性能下降。在激波风洞中获得的进气道自起动以及起动/不起动双解区的实验结果与数值模拟相符合。     

二元高超声速进气道自起动特性试验

为了研究二元高超声速进气道的自起动特性,针对一带前掠侧板的混压式二元进气道,在来流马赫数为4和3.5状态开展了风洞试验,利用反压系统实现了进气道的起动、不起动和自起动过程.分析试验结果可知,进气道在来流马赫数为4和3.5状态均可自起动,但在来流马赫数为3.5,2°攻角状态不能自起动.当反压过大引起进气道不起动时,侧板根部均存在分离包、分离激波并引起溢流.从不起动状态进气道的流场结构看,该二元进气道的不起动属于软不起动,其机理不同于经典的自起动理论.但是试验结果表明,进气道的自起动马赫数仅略低于自起动理论值.当内压段入口马赫数低于2.5时,采用经典自起动理论估算自起动性能仍具有较高的精度.      

攻角与马赫数对进气道起动影响的可比拟性

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。     

超声速进气道加速/减速过程起动/不起动现象研究

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.      

高速进气道出口快速撤锥再起动特性研究

为了探寻出口快速撤锥过程对高速进气道起动性能的影响,对二元高速进气道出口快速撤锥过程开展了非定常数值仿真研究。对比了进气道在一个喘振周期中从不同状态点处进行快速撤锥所表现出的起动性能的差异。研究表明,当来流马赫数低于进气道的加速自起动马赫数时,对于高速进气道因出口堵锥节流所引起的不起动流态(喘振),从不同喘振状态开始撤锥,进气道表现出不同的起动特性,而进气道最终能否顺利建立起动流态与快速撤锥时机的选取有关。     

RBCC进气道双流道变几何方案研究

提出了一种基于双流道变几何的二元进气道设计方案:通过下流道的开关,实现进气道压缩角和收缩比的调节,使得进气道能够适应更宽的工作范围,并能兼顾与飞行器和燃烧室的一体化设计.研究表明:该方案可在保证原有双模态冲压发动机进气道高来流马赫数性能不变的前提下,将自起动马赫数降至引射/亚燃模态过渡点附近,该方案自起动马赫数为2.8;低来流马赫数时进气道具有较高的流量系数（来流马赫数为3.0时达到0.62）、较高的总压恢复系数（来流马赫数为3.0时达到0.79）和较低的阻力（低来流马赫数时降低了30%多）.      

一种高超声速进气道起动/再起动的数值研究

对一种定几何轴对称高超声速进气道的起动过程、来流马赫数引起的不起动和再起动过程的非定常流态进行了数值研究,分析了唇罩侧板后掠对进气道起动/再起动性能的影响.结果表明:唇罩侧板后掠形成了横向溢流,缓解了捕获流量和进气道流通能力之间的矛盾,从而改善了进气道的起动/再起动性能;内收缩段内的激波与边界层的干扰较强,成为进气道起动的瓶颈.      

抽吸位置对高超声速进气道起动性能的影响

对某典型二元高超声速进气道流场进行了二维数值模拟,研究了抽吸位置及抽吸流量对进气道性能的影响.结果表明:抽吸可以有效地改善进气道起动性能,但不同的抽吸位置改善效果不同.在内压段抽吸时,抽吸流量越大进气道的起动性能改善越明显;外压段抽吸可以有限地改善进气道的起动性能.抽吸孔布置在喉道前压力随马赫数变化较大的区域时,能够实现抽吸流量随来流马赫数的变化自动调节,更好地改善起动性能.对气动性能影响方面,外压段抽吸可以提高进气道的压缩效率,内压段和隔离段抽吸均使压缩效率变小.      

一种改善高超声速进气道自起动能力的流场控制研究

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。     

不起动流场对超声速/高超声速进气道自起动性能的影响

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。     

隔板对二元高马赫数进气道自起动性能的影响

前伸隔板能够大幅提升高马赫数进气道的自起动性能。为了进一步获得前伸隔板关键设计参数对二元高马赫数进气道自起动性能的影响机制,针对一种低外阻二元高马赫数进气道,利用数值仿真研究了不同相对位置和前缘上切角的隔板构型下进气道的自起动过程。结果表明:上子通道在起动之前维持超声速不起动流场结构并且率先实现起动,有利于整个进气道自起动性能的提升;在研究范围内,随着隔板相对位置的增加,进气道自起动马赫数先减小后增大,而在基准位置改变隔板前缘切线角度,进气道自起动马赫数则变化较小;使进气道具备优良自起动性能的隔板相对位置区间和隔板前缘上切角区间均较宽,对应的上子通道和下子通道内收缩比的比值落于0.797～1.043。     

不同边界层厚度下高马赫数进气道自起动过程研究

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。     

抽吸对高超声速内收缩进气道涡流区及起动性能的影响

研究了抽吸位置和开槽形式对高超声速内收缩进气道涡流区和起动性能的影响.数值计算结果表明:在内收缩进气道下洗气流集中区域开槽对减小出口涡流区效果显著,在分离包内开槽可以以较小的流量损失来大幅提升进气道的起动性能.横纵向组合槽即T型槽的综合抽吸效率最高,相对原型进气道,设计点马赫数为6.0时在相对抽吸流量为1.01%时出口总压恢复系数提高了12.8%,畸变指数减小了37%;起动马赫数从5.2降至4.1,自起动马赫数由6.2降至4.8.      

进口形状对内转式进气道的起动特性影响

为了研究进口形状对高超声速内转式进气道低马赫数起动特性的影响,设计了分别具有矩形、正方形、椭圆形、圆形进口形状的4个进气道,然后利用仿真方法对其不起动/再起动流场结构进行了分析.结果表明:矩形和椭圆形进口进气道的再起动马赫数相近,正方形和圆形进口进气道的再起动马赫数相近,且后两者的再起动马赫数偏高.进一步分析发现,再起动能力的差异可能是由进口的宽高比不同所导致,因此设计了不同宽高比系列的进气道,并对其不起动/再起动流场结构进行了研究.结果表明:进口宽高比对进气道起动性能具有显著影响,在一定范围内宽高比越大,其再起动能力越强.      

抽吸对高超侧压进气道自起动性能的影响

针对某型高超侧压进气道设计了纵向槽、横向槽和圆孔等4种抽吸方案,对各方案的进气道流场进行了数值模拟.结果表明:抽吸可以显著提升进气道的自起动性能,且对进气道不起动流场的分离区进行抽吸的效果最佳,文中最优方案将进气道的自起动马赫数由4.6降至3.7.对进气道进行了马赫数为4条件下变攻角的风洞试验,验证了抽吸对提升进气道自起动性能的有效性.      

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.      

双燃烧室冲压发动机亚燃模块进气道非设计点工作特性

 对适用于轴对称双燃烧室冲压发动机的亚燃模块进气道非设计点工作特性进行了风洞实验和数值计算研究,获得了该进气道的非设计点性能,并分析了其流态特征和再起动特性。实验数据显示,该进气道的马赫数4临界状态性能为：总压恢复系数0.425,出口截面平均马赫数0.519,可承受反压为自由流静压的56.52倍,而马赫数5的相应临界性能参数则分别为0.240,0.486和125.94。非设计状态下,该进气道的流量系数下降显著,马赫数5时的流量系数为0.813,马赫数4时则进一步下降至0.593,为此对高超声速进气道非设点综合性能的改善迫在眉睫。另外,该进气道在马赫数4时具有再起动能力。     

Busemann进气道起动问题初步研究

1引言在高超声速进气道的设计过程中,除了要求进气道在设计状态具有良好的性能之外,另一个必须考虑的重要问题是保证进气道在冲压发动机开始工作的飞行马赫数下能够顺利起动,它是发动机正常工作的前提,因此起动问题在进气道的设计中处于非常重要的地位。文献[1]指出,流线跟踪Bu     

高超声速二元进气道顶板移动变几何方案数值模拟

针对一种工作于马赫数Ma=4~6范围内的高超声速二元进气道,探索了一种进气道部分压缩顶板可移动的简单变几何方案,利用数值模拟研究了接力点变几何进气道的自起动性能和Ma=4~6的调节方法。结果表明:部分压缩顶板可移动简单变几何进气道方案在Ma=3.7能够实现自起动;变几何所形成的自适应放气槽放气量很小,最大放气量在2%以内,关闭自适应放气槽接力点Ma=4流量系数达到0.77;在整个工作范围内流量系数较高、总体性能较优,该变几何方案的调节方法是切实可用的。     

一种高超声速进气道加速自起动的实验方法

为了探寻在地面常规暂冲式风洞中开展高超声速进气道加速自起动实验的可行性,提出了基于前遮板的高超声速进气道连续变攻角加速自起动实验方法。该实验方法通过将安装有前遮板的进气道模型在风洞实验段整体从极限正攻角旋转至极限负攻角,前遮板会产生激波对远前方气流减速,或产生膨胀波对远前方气流加速,而位于前遮板下游的进气道即可获得加速自起动过程所需连续加速的来流条件。通过数值仿真对所提出的加速自起动实验方法进行了验证。研究结果显示:以2(°)/s的角速度整体旋转基于前遮板的高超声速进气道模型,其起动马赫数与高超声速进气道自身加速自起动马赫数相差在1%以内,表明基于前遮板的高超声速进气道连续变攻角加速自起动实验方法能够被用于在常规暂冲式风洞中开展高超声速进气道加速自起动实验研究。