转级模式对三维内转组合进气道模态转换性能的影响分析

为满足Xiamen Turbine Ejector Ramjet（XTER）组合循环发动机的工作需求,设计了一种具备涡轮、引射火箭、冲压三种模态,工作速域范围Ma∞=0~6的三维内转四通道组合进气道。重点对比分析了引射火箭至冲压的模态转换过程在固定马赫数转级（Ma∞=4.0）和区间马赫数转级（Ma∞=3.0~4.0）模式下的流动与性能特性。结果表明：该进气道在两种转级模式中均正常工作,进气道的捕获流量均能实现由引射火箭通道向冲压通道平稳过渡。固定马赫数转级时,由于分流板的调节,进气道总流量系数由0.92降至0.91,喉道马赫数从2.47降至1.99。引射火箭通道出口总压恢复系数随分流板的逐渐关闭从0.28下降至0.13,冲压通道出口总压恢复系数从0.27升至0.48。区间马赫数转级时,进气道总流量系数从0.89上升至0.91,喉道马赫数从1.63增至1.99。引射火箭通道的出口总压恢复系数随分流板的逐渐关闭从0.60下降至0.13,冲压通道出口的总压恢复系数从0.55下降至0.48。两种转级模式下,冲压通道的抗反压能力均逐渐增强,但结合通道内流动特性与各项性能参数,选择区间马赫数下转级可提高该组合进气道的综合气动性能。     

并联TBCC可调进气道并联方案

对并联涡轮基组合循环(TBCC)可调进气道并联方案进行了归纳分析,提出了一种分类方法和两种并联方案。对4种典型并联方案在马赫数为2.5的模态转换工况进行了稳态仿真分析。结果表明:后开纯内并联方案在模态转换过程中总流量变化很小,其余3种的总流量系数随着涡轮通道的关闭都是逐渐减小的,涡轮通道流量系数逐渐降低,冲压通道升高。4种方案冲压通道流量系数在模态转换过程中均是逐渐升高的,后开纯内并联方案具有最低的冲压通道平均流量系数,变化幅度最大,其余3种方案变化幅度均较小。前开纯外并联和混合式内并联两种方案的涡轮通道出口总压恢复在模态转换过程中呈减小趋势,另外两种方案的总压恢复呈略微增大趋势,其中前开纯外并联平均总压恢复最低,而混合式内并联方案的平均总压恢复最高。      

某RBCC样机进气道的设计与数值模拟

针对某包含引射、亚燃两模态(马赫数为0~4.0)的支板式火箭基组合循环(rocket based combined cycle)发动机地面集成试验,设计了样机用带支板的二元进气道.数值模拟对比分析了在亚燃模态下进气道加入支板前后的性能以及流道内的流动情况,验证了设计的合理性,并且给出了支板位置以及构型的改变引起RBCC发动机进气道性能变化的规律和优化设计结果.      

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）.      

一种双流路变几何涡轮基组合循环进气道的设计与仿真

针对涡轮基组合循环(TBCC)发动机宽速域的工作需求,提出了一种外并联双流路的变几何进气道方案.通过转动涡轮和亚燃通道的唇罩前缘,可对进气道的捕获高度进行调节,并可实现模态切换;通过亚燃通道下壁面的多连杆机构,可对进气道的内收缩比进行调节,以实现进气道在宽马赫数范围的高效工作.通过对该进气道进行CFD数值模拟,获得了其流动和工作特性,并与定几何进气道方案进行了对比分析.研究结果表明:该变几何进气道具较宽的工作马赫数范围,且具有良好气动性能.与定几何方案相比,该变几何进气道在来流马赫数Ma为2.5,3.0,4.0时的总压恢复系数分别高出了12.5%,30.2%,133.3%.      

高超声速混合模块冲压发动机亚燃模块进气道的高焓风洞试验研究

 对适用于轴对称混合模块发动机的亚燃模块进气道(工作马赫数范围3～6)进行了马赫6级高焓风洞试验研究，获得了进气道在不同反压下的性能参数及沿程静压分布。实验数据显示，进气道的流量系数在0.98以上，喉道截面的总压恢复系数为0.52,平均马赫数为2.68，临界状态附近进气道出口平均马赫数低达0.432，对应的总压恢复系数为0.171,反压为自由流静压的267.56倍，为亚燃室的高效、稳定燃烧及亚/超燃室的匹配工作创造了良好的条件。当进气道处于超声速通流状态时，内通道上、下壁面静压沿流向大幅波动且波峰/波谷互相交错，通道的弯曲使得上壁面静压整体比下壁面要高。与等截面管道的反压特性不同，该进气道三维弯曲扩张管道出口的平均马赫数随着反压的增加单调下降，总压恢复系数则随反压的增加先下降后缓慢增加，直至进气道喘振。另外，研究中来流总压由3.0 MPa变化到5.5 MPa，进气道的性能参数及内部流态无明显变化。     

马赫数0至8范围RBCC发动机特性

为获得飞行马赫数Ma0=0～8 RBCC发动机特性及结构调节规律，基于试验数据，建立了采用控制体法，考虑热完全气体效应、化学平衡流动效应、黏性损失及热损失等影响的发动机特性分析模型，并通过发动机自由射流试验获得的推力、比冲数据对所建立的发动机特性分析模型进行确认。完成二元中心火箭布局变结构模型RBCC发动机火箭引射模态、火箭冲压模态及冲压模态特性仿真，定量获得了飞行动压、马赫数、攻角、当量比、火箭流量等因素变化对发动机性能影响；并针对给定模拟飞行弹道，完成Ma0=0～8 RBCC发动机特性计算，给出了进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比随飞行马赫数及工作模态变化规律。研究表明：1）火箭引射模态，马赫数每增加1，推力、比冲增加约18.2%，火箭推力增益增加约15%;2）火箭冲压模态，火箭流量越大，火箭推力增益越小，且获得正的火箭推力增益范围越窄；3)Ma0=2模态转换点，发动机性能及结构参数均存在间断，确保推力及结构参数的连续调节、匹配应是模态转换规律制定的关注点；4）模拟弹道下，进气道收缩比、燃烧室扩张比、尾喷管扩张比、发动机总面积比在Ma0=0～8范围内分别变化6...     

双下侧定几何二元混压式超声速进气道的风洞试验

 针对一种应用于导弹上的冲压发动机用双下侧布局二元混压式超声速进气道气动特性开展了高速风洞试验研究。研究结果表明,随着反压比的提高,进气道总压恢复系数提高,临界状态后结尾激波系能停留在收缩通道内,在稳定亚临界状态下进气道总压恢复系数最高,但流量系数略有降低;随着来流马赫数的增大,进气道总压恢复系数下降,流量系数在小于设计马赫数下逐渐提高,激波贴口后流量系数基本不变;随着迎角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数随之提高,在Ma＝2.5,侧滑角β＝0°,迎角α增大到6°时进气道出现流量堵塞现象,性能降低;随着侧滑角的增大,两个进气道的性能均下降,迎风侧进气道相对背风侧进气道下降更厉害,在Ma＝2.5,α＝2°,β＝2°时背风侧进气道出现流量堵塞,性能降低;小角度滚转对进气道性能影响不大。     

串联式TBCC进气道模态转换模拟器设计及其特性分析

为了实现涡轮基组合循环（TBCC）推进系统平稳模态转换过程的模拟,在前期风洞试验研究的基础上对串联式TBCC进气道模态转换模拟器进行重新设计。采用线性化及非对称的思路对该模拟器进行设计并对其特性展开数值仿真研究。结果表明：该模拟器不仅需要模拟发动机工况改变引起的背压变化,而且能通过流通截面面积线性变化,实现两个通道的流量分配。该装置的特点是能保证模态转换过程中每一点的涡轮/冲压通道的总堵塞比不变,使本文所研究的进气道在总堵塞比保持为65%时进行模态转换,结尾激波基本维持在喉道等直段内且进气道出口马赫数基本维持在0.30,流量系数基本为0.45,涡轮/冲压通道流量呈线性变化,与预期目标一致。     

一种内并联型内转进气道通道间干扰特性研究

为了研究工作马赫数范围Ma0～6的组合循环发动机进气道的工作特性,设计了一种三通道内并联型可调内转进气道,为了适应进气道能宽速域正常工作,在内转进气道的顶板压缩面上进行了变几何设计,可以调节进气道的内收缩比,兼顾了进气道低马赫数下的起动性能和高马赫数下气动性能。采用三维数值仿真的方法对进气道在过渡模态下的反压特性进行了分析研究。研究结果表明,可以通过改变隔离段反压或者涡轮通道反压的大小来调节两通道之间的流量分配和涡轮通道出口的稳态畸变;当增加涡轮通道反压时,涡轮通道的流量系数和稳态畸变会逐渐减小,而冲压通道的流量系数会逐渐增大,最大增加量约为原有流量的23.3%;当增加隔离段反压时,涡轮通道的流量系数和稳态畸变会逐渐增大,而冲压通道的流量系数会逐渐减小,最大减小量约为原有流量的29.3%。     

一种多热力循环组合发动机进气道设计方案

针对马赫数0~6的预冷涡轮+冲压组合多热力循环发动机的宽范围工作要求，提出了一种在马赫数2~6范围内流量系数为1.0的宽范围轴对称进气道变几何调节方案，通过中心锥与分流板的协同平移运动，可在满足涡轮与冲压两通道流量分配要求的同时，实现两通道压缩量的匹配调节。对起始半锥角分别为20°和13°的两种变几何进气道方案开展了设计与对比研究。结果表明：起始半锥角对最终方案设计影响最大，起始半锥角为13°的进气道方案较起始半锥角为20°的方案，冲压通道和涡轮通道在来流马赫数为6时临界总压恢复分别提高了16%和14%，最大迎风面积减小了12.4%，但中心锥和分流板平移调节距离分别增加84%和91%。     

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进气道风洞实验及数值研究

为了获得Busemann进气道的流场特性和总体性能，利用内锥形流场生成了设计马赫数为5．3，收缩比为8的具有乘波构形的Busemann进气道，对该进气道进行了数值模拟和Ma为5．3的吹风实验，实验测量了进气道内的沿程静压分布和出口截面的皮托压力，分析了进气道的压缩特性和乘波特性，获得了进气道的基本性能参数。实验结果表明：该进气道流量系数为0．58，出口马赫数1．4，总压恢复0．217，增压比37．6。     

双下侧定几何二元混压式进气道的流场特征和气动性能分析

针对一种冲压发动机用双下侧布局二元混压式进气道,利用经过试验验证的数值方法分析其流场特征和气动性能。研究结果表明:1)在高于起动马赫数2.25下一定反压范围内,由于气动喉道的出现使结尾激波系可以停留在收缩通道内;2)随着来流马赫数的增大,进气道的总压恢复系数下降;而流量系数先上升,当激波贴口后基本保持不变;3)在一定迎角范围内,进气道的总压恢复系数和流量系数提高,但当迎角增大至进气道不起动时,随着迎角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数基本不变;4)随着侧滑角的增大,两侧进气道总压恢复系数均是下降的。     

基于亚燃RBCC构型的引射模态一次火箭节流策略研究

为了探究亚燃RBCC构型在引射模态下的性能表现和一次火箭节流规律,本文基于一设计点为亚燃模态的RBCC构型,开展了进气道/燃烧室一体化内流道的数值模拟工作,分析了一次火箭流量变化对进气量、流道压力分布、推力和比冲的影响,最终给出了引射模态下一次火箭的节流策略。结果表明：引射模态下,一次火箭流量调节对RBCC性能的影响非常复杂,且规律性和一致性较差;在亚声速引射模态,建议一次火箭以大流量工作,暂不考虑比冲性能;在超声速引射模态,建议一次火箭以小流量工作;为了提升进气道启动点附近RBCC的比冲性能,建议尝试二次燃料的喷注燃烧,但必须充分考虑对进气系统的不利影响。     

内并联型TBCC进气道方案设计及验证

提出了一种带可变几何泄流腔的内并联型涡轮基组合循环(TBCC)进气道设计方案.介绍了进气道的总体设计思路,给出了进气道的设计马赫数、转级马赫数及飞行轨迹,对不同来流条件下进气道的工作方式以及全马赫数范围进气道型面调整的安排进行了论述,确定了进气道主要气动参数与型面参数的选取原则.通过数值模拟和高速风洞试验的手段,对进气道设计方案的可行性进行了验证.数值模拟结果表明:当Ma₀≤2.5时,进气道的总压恢复系数均在0.8以上,当2.5<Ma₀≤4.5时,进气道的总压恢复系数均在0.3以上,符合进气道总体方案的要求;冲压模态下,冲压通道的出口马赫数均小于0.4,出口静压均大于0.5个标准大气压,均能满足冲压燃烧室的燃烧需求.风洞试验结果表明:模态转换过程中,进气道涡轮通道具有良好的进/发匹配特性,且进气道涡轮/冲压通道具有良好的相容性能.研究结果可为我国开展组合动力研究提供方案参考和技术储备.      

高超声速进气道起动问题的理论判据新认识

为了判断进气道起动马赫数,基于Kantrowitz起动判据,联系激波关系式和流量连续方程得到一系列等值线,将等值线推广到有入射激波和低马赫数溢流的情况。结果表明这些等值线具有以下特性:等值线连接进气道的内收缩比和总收缩比;等值线是等总压恢复线和等流量线;等值线可由Isentropic曲线方程乘于进气道内收缩段自起动时总压恢复的倒数得到;存在入射激波的起动等值线在设计状态等值线的右侧;有低马赫数溢流的起动等值线在设计状态等值线的左侧;等值线提供了一种联系Kantrowitz和Isentropic曲线的方法。根据以上特性,将等值线应用于高超声速进气道起动问题,并通过实例应用文中的理论判据评估无粘条件下混压式多楔二元进气道来流起动马赫数理论值,与CFD结果吻合较好,误差小于2%,初步探索了理论快速估算进气道起动马赫数的可行性。     

火箭射流对RBCC进气道性能的影响

火箭基组合循环(RBCC)推进系统在引射模态时存在火箭发动机和冲压发动机的共同工作,为了分析引射模态时进气道的性能和流场特征,根据RBCC的特点,设计了一种RBCC用二元式进气道,采用数值模拟方法研究了不同飞行高度、马赫数和掺混段反压下火箭射流对进气道性能的影响。研究发现,火箭发动机的工作状态决定了火箭射流对进气道性能的影响:当火箭发动机工作在过膨胀状态时,火箭射流的引射抽吸作用明显提高了推进系统的抗反压能力,但并不改善进气道的起动能力;当火箭发动机工作在欠膨胀状态时,火箭射流的压力扰动会使进气道扩压段产生结尾激波,进气道性能随之改变。     

TBCC进气道模态转换气动技术研究综述

阐述了涡轮基组合循环发动机(TBCC)进气道模态转换国内外的研究现状,并结合串联、内/外并联等典型TBCC发动机的主要特点对其模态转换气动技术研究存在的主要问题及未来主要发展趋势进行对比分析。给出了TBCC模态转换过程需要进一步解决的主要关键气动问题,主要包括新型高性能TBCC进气道模态转换设计技术、模态转换过程高精准度数值模拟及风洞试验技术、模态转换条件对进气道出口流场性能和起动特性影响、模态转换过程分流板区域内外流复杂非定常流动机理及对飞行器气动特性的影响等,为TBCC组合动力模态转换气动技术研究提供参考。     

一种内转式TBCC进气道气动设计及分析

提出了一种基于内转式进气道利用二元楔板转动的TBCC进气道可调设计方法及方案,进气道采用平动式模态转换装置,并对其不同来流马赫数及模态转换过程的气动特性开展了三维数值模拟分析,同时探究了进气道方转圆扩张段典型参数对进气道性能影响。结果显示:给出的可调进气道变几何方案解决了高马赫数气动性能与低马赫数起动性能的兼容问题,平动式模态转换装置保证了涡轮通道与冲压通道流量的线性过渡,方转圆段面积变化规律对本文进气道性能影响较小,中心线变化规律对进气道性能影响较大,其中对出口畸变影响显著。该方案有很好的工程实现性,本研究可为此类内转式TBCC可调进气道研制提供参考。