激波风洞流场建立过程对进气道流动的影响

由于激波风洞喷管起动与进气道起动相"耦合"的流动过程复杂,喷管起动过程中的波系结构对进气道脉冲起动过程的影响规律难以准确把握。本文从简化问题的研究思路出发,将激波风洞喷管流动与进气道流动进行一定程度的"解耦",以揭示喷管起动波系各组成部分对进气道脉冲起动过程的影响机制。"解耦"方法先采用准一维变截面非定常流动模拟激波风洞喷管的起动过程;然后,将喷管出口参数作为来流条件,对二元进气道的脉冲起动过程进行非定常粘性数值模拟。采用"解耦"方法考察了初始压强对喷管起动波系以及进气道脉冲起动的影响,并与不考虑喷管起动过程,在进气道入口设置初始间断面的模拟方法进行了比较。结果表明,喷管起动波系中的非定常膨胀波和二次激波是影响进气道脉冲起动的主要因素。在初始压强较低时,采用在进气道入口设置初始间断面的方法,可以快速评估进气道的脉冲起动能力;而当初始压强较高时,采用本文的"解耦"方法模拟,能够得到更为可靠的脉冲起动能力。     

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.      

超声速连续风洞喷管启动过程分析

为深入了解超声速连续风洞喷管启动过程中流场结构变化情况,采用数值计算与风洞试验相结合的方法,对连续风洞Ma=4.35喷管进行了研究。分析表明,喷管非定常启动过程可分为"初始蓄气"、"激波串推进"、"核心流推出"、"准稳定增压"四个阶段。其中,"初始蓄气"阶段,气体总压在收缩段不断增加,马赫数在喉道附近逐渐增大;"激波串推进"阶段,激波串结构形成并逐渐向下游推进;"核心流推出"阶段,核心流部分推出边界,但流场结构变化缓慢;"准稳定增压"阶段耗时占整个启动过程耗时的60%以上,且流场结构与稳定阶段流场结构趋于一致,但喷管内各点压力仍不断上升。同时与定常流场对比分析,进一步说明了各阶段流场特点,并指出对"核心流推出"和"准稳定增压"阶段采用定常分析方法的必要性。     

唇口几何参数对短舱进气道性能影响数值研究

针对下一代民用涡扇发动机短舱长径比不断缩小的发展趋势,为改善发动机进口气流参数分布不均、改善进气道的流场结构、提高其气动性能,开展了进气道唇口关键几何参数对短舱进气道流动特性影响的研究。通过CFD数值模拟方法研究了进气道收缩比、唇口超椭圆指数以及唇口超椭圆长短轴比对短舱进气道性能的影响。研究发现,这三个设计参数改变时,均会对进气道性能产生直接的影响,对畸变指数的影响最明显,其中收缩比改变的影响最大,当收缩比每改变0.025,畸变指数的变化率最大可达到50%。进口收缩比的改变影响喉道截面的流动,超椭圆指数变化影响了进口前缘曲率的变化,而超椭圆长短轴比变化影响了进气道唇口内型面的曲率;超椭圆长短轴比越大,超椭圆指数越小,收缩比越大,唇口初始压力损失越大,壁面摩擦损失越大,进气道总压恢复系数越低,畸变程度越高。     

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。     

一种研究双燃式（超燃）冲压发动机进气道和燃烧室冷态内流场的实 …

采用一种研究双燃式冲压发动机进气道和燃烧室冷态内流场的实验方法；将进气道内流场的起始截面直接与型面喷管的出口截面相连，即将进气道和燃烧室的实验模型当作风洞的试验段，观察流场和波系的变化，并采用该方法进行了实验研究。     

宽高比对侧板前掠二维高超声速进气道启动特性影响研究

在总收缩比和内收缩比一定的前提下,对不同宽高比的侧板前掠高超声速进气道启动过程进行了研究,总结了宽高比对这类构型进气道启动性能的影响规律,对比了不同宽高比构型启动过程的差异,分析了造成这些差异的流动机理。结果表明:宽高比对侧板前掠二维进气道的启动马赫数有显著影响,宽高比3.0,4.5,6.0的进气道启动马赫数分别为3.5,3.9,4.6。不同宽高比不启动状态的共同特征,是内收缩段底板附近存在大规模流动分离,分离形成的溢流主要通过前掠侧板形成溢流窗口进行横向溢流,横向溢流对分离区流场结构有重要影响。在启动过程中,宽高比通过影响不启动状态分离区的展向尺度,影响了横向溢流对分离区排移效果,从而影响了进气道的启动性能。     

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。     

一种进气道自起动特性检测方法

发展了一种应用于激波风洞中快速检测高超声速进气道自起动能力的实验方法。该方法通过在隔离段内预先设置轻质堵块,迫使进气道在风洞运行初期不起动,待堵块被吹出后,流道恢复畅通,进而考察进气道是否具有起动能力。实验采用高速纹影拍摄同步壁面压强测量的手段,对二元高超声速进气道的起动特性进行了研究。通过对纹影照片以及相应的壁面压强信号的分析,对所发展的自起动检测方法的可靠性进行了考核,并进一步研究了内收缩比对进气道起动特性的影响。在激波风洞中获得了进气道自起动过程以及起动／不起动双解区的流场特征和相应的壁面压强变化历程。     

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。     

抽吸对高超声速进气道起动能力的影响

对在不同抽吸开孔率下，某典型高超声速二元进气道二维流场进行了数值模拟，给出了高超声速进气道性能参数随抽吸开孔率的变化规律，研究了抽吸对高超声速进气道起动和再起动能力的影响，发现抽吸可以有效地降低进气道的起动马赫数，改善进气道的流动性能，提高进气道的总压恢复系数，但降低了压比，且开孔率越大，上述变化越明显；同时还发现抽吸能够减小高超声速进气道的迟滞回路曲线，大大降低进气道再起动马赫数，改善进气道再起动过程中的超压、超温问题。     

高超进气道临界起动特征

通过对一种吸气式高超飞行器模型的Ma=7风洞吹风试验结果的分析,获得了高超进气道不起动、临界起动和起动状态的流动特征,包括流动图谱、压力分布和气动力分布;并将进气道内收缩比值与等熵理论最大起动收缩比限、自起动最大起动收缩比限和经验最大起动收缩比限做了对比分析,分析结果有助于高超进气道的设计和起动性能的评估.      

典型二元高超声速进气道设计方法研究

综合了一系列典型二元高超声速进气道的设计和性能估算方法, 给出了可行的设计原则.在满足流量、增压以及工作范围(起动性能和反压承受能力)的条件下, 给出了进气道进口、外压波系、内压缩通道、唇罩及隔离段的设计方法.采用此方法, 以H=22800 m、Ma0=6为设计点, 完成了一高超声速进气道的初步设计, 并估算得到了进气道性能参数、进气道的起动马赫数和反压承受能力, 对比CFD计算结果, 误差不大.通过该方法得到的进气道具有结构简单、流量系数大、压缩损失小的特点, 不通过优化即可得到性能较为良好的模型.      

开式风洞超声速压气机流场起动的数值研究

在开式风洞超声速平面叶栅试验中,从试验启动到叶栅建立超声速流动状态的过程,即超声速流场起动问题,已成为公认的难题。为建立可行的开式风洞超声速流场起动方法,奠定开式超声速风洞的使用基础,基于某超声速风洞,以超声速压气机平面叶栅为研究对象,开展三维数值仿真研究;分析试验条件下超声速流场起动失败的原因,制定三种流场起动方案。结果表明：起动失败的原因为叶栅前缘形成了一道强正激波;仅提高风洞进口总压无法建立叶栅超声速流动状态;仅增大下壁溢流缝宽度可起动超声速叶栅流场,但有效叶栅流道数量减少,壁面附面层增厚;保持上、下壁溢流缝宽度在1 倍栅距以上,在栅前上、下壁设置超声速墙并进行抽吸,可有效起动超声速流场,相邻流道出口马赫数最大波动0.01,出口气流角最大波动0.09°,周期性可满足试验需求。     

An integration method based on a novel combined flow for aerodynamic configuration of strutjet engine

In this paper a novel design method of aerodynamic configuration is proposed to integrate forebody, strut and inlet for strutjet engine, and a model at design point of Mach number 6 is generated to investigate the aerodynamic performance by both simulations and experiments. The basic flow field employed by proposed method is a combined flow named IBB, which is combined by Internal Conical Flow A (ICFA), truncated Busemann flow I (BI) for external section, and truncated Busemann flow II (BII) for internal section. The model configuration is generated by streamline tracing method from basic flow field, in which the forebody section is traced from ICFA and BI flows, and the inlet as well as strut section is traced from BII flow. The simulations in Mach number 4, 5, and 6 demonstrate uniform starting flow fields with relatively high total pressure recovery, which agree well with experiments in wind tunnel. Additionally, in low Mach number cases, this inlet could start at Mach number 3 while it is unstarted at Mach number 2.7; in high Mach number cases, a uniform flow could still exist in Mach number 6.5 while a relatively strong shock wave boundary layer interaction is found in cowl area of Mach number 7 case, indicating the inlet designed by proposed method works in a relatively wide Mach number range.     

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。     

喷流反压模拟技术及在高超声速进气道实验中的应用

为研究高超声速进气道的反压特性以及不起动/再起动特性,提出了一种凹腔喷流反压模拟技术,在实验过程中通过控制阀门的开度可方便地且迅速地调节进气道的出口反压.利用该技术,还对一种马赫数为7级的轴对称高超声速的反压特性及不起动/再起动特性进行了研究,展示了该技术的实用性.结果表明:(1)所提出的凹腔喷流技术可在进气道下游形成较为均匀的、可控的背压环境,因此可用于进气道的反压特性研究;(2)适当调节凹腔的喷流总压,并在实验中实时控制阀门的开度,凹腔喷流技术能够在较短的风洞实验时间内(约8 s)实现进气道起动、不起动、再起动流态之间的切换,因此可用于进气道的不起动/再起动特性研究.      

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。     

高超声速咽式进气道起动特性研究

为了研究高超声速咽式进气道在非设计迎角以及低马赫数下的起动性能,利用流线追踪生成了设计马赫数Ma=7,具有8-7无粘基本流场（即俯仰平面内的斜激波由和自由来流呈8°夹角的斜压缩面产生;偏航平面内的斜激波由和自由来流呈7°夹角的斜压缩面产生）的咽式进气道,并对边界层修正前后的两种咽式进气道进行了数值模拟和高超声速风洞实验。实验观测和记录了各个来流条件下进气道模型唇口的激波系结构,测量了沿进气道模型上下壁面中心线从气流进口到出口的沿程静压分布。结果表明：迎角的增大和来流马赫数的减小都会对进气道的起动性能造成不利的影响,通过对咽式进气道进行边界层修正,可以提高进气道的总压恢复系数,减小内收缩比,从而扩宽进气道起动的马赫数以及迎角范围,对进气道设计有着积极的作用。