隔离段横向喷流作用下激波串运动特性研究

在马赫数6的激波风洞中，通过隔离段壁面处的横向喷流控制隔离段反压，借助高速纹影和壁面静压测量，研究了二元进气道/隔离段内激波串运动特性。结果表明:进气道起动后，流场中的反射波系构成了背景激波；开启横向喷流后，隔离段下游气流不断蓄积使得反压升高，隔离段内出现激波串。在反压作用下，激波串逐渐前移，其前沿激波的形态和前移速度受上游背景激波的影响而发生变化；背景激波入射壁面的区域自身存在较强的逆压梯度，能够增强与入射点同侧的前沿激波分支，使得前沿激波急剧前移。前沿激波被推出隔离段后，在进气道肩点附近短暂振荡，反压进一步增大后，进气道不起动并出现喘振。关闭喷流使反压降低后，进气道再起动。     

高超声速进气道流场的数值模拟

运用自主开发的数值模拟软件对高超声速进气道复杂内流场计算进行了数值模拟,以验证其对高超声速进气道流动模拟的适用程度。通过某二元高超进气道模型内流场,德国RWTH Aachen所公布的高超进气道模型内流场计算,对该软件描述高超声速进气道内波系反射相交、激波/边界层干扰、高反压下隔离段内激波串等复杂流动现象的能力进行了考核与分析。计算结果表明该软件能够描述高超声速进气道内复杂的流动现象,即使在进气道承受高的燃烧室反压时,仍具有较高精度。但该软件中的紊流模型不能较好地预报边界层分离,特别是对分离区的大小及其诱导激波的强度等的预测存在一定的误差,因此需要进一步的改进和完善。     

高超声速侧压式模型进气道不起动特性分析

对某典型高超声速侧压式进气道三维流场进行了数值分析，就壁面压力分布、波系结构和近壁流谱图与实验结果进行了比较，计算反映了流动的基本特征。分析了在不同来流马赫数下的流动特征，随着来流马赫数的减小，激波角增大，压缩波在通道内的反射次数增加，而强度逐渐减弱，总压恢复系数逐渐增大。当马赫数减小到一定数值时，在等直隔离段入口出现喉道截面，进一步减小来流马赫数，流量阻塞，引起压力升高，波系向进口方向移动，波后出现亚声速流场，进气道不起动。同时还发现当不起动现象发生时，由于波后分离包的存在，在进气道的进口前形成向后倾斜的激波而不是正激波。本文还提出了一种确定不起动马赫数的方法。     

矩形隔离段内激波串结构及其影响因素分析

隔离段是超燃冲压发动机的重要组成部分，主要作用是隔绝燃烧与进气道的相互干扰。隔离段中存在的复杂流动现象一直是人们研究和关注的重点。利用三维数值模拟方法对矩形隔离段激波串特性影响因素进行了研究，主要分析了不同来流马赫数、单侧和对称扩张角以及壁面凹腔等因素影响下的激波串特性。结果表明:在高来流马赫数条件下，隔离段内激波串长度变短，隔离段抗反压能力增强，总压损失增大；在单侧和对称扩张隔离段内的激波串结构存在差异，且隔离段后的流场总压损失与扩张形式无关；隔离段添加壁面凹腔后，在不同反压下会出现2种模态（亚临界凹腔模态和超临界凹腔模态），2种模态下隔离段内激波串结构及流场参数特性有所不同，超临界凹腔模态下隔离段抗反压能力下降，总压损失增大。本文的研究结果可为隔离段和燃烧室设计及试验提供参考。     

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.     

隔离段进口非对称来流对激波串结构的影响

考虑进气道出口流场的影响，设计了针对非对称超声速来流矩形隔离段流场研究的直联式试验风洞，模拟进气道出口流场的各种非对称进口条件进行了吹风试验，并测量了隔离段壁面静压和隔离段进口皮托压力。研究发现，随隔离段进口流动非对称程度的增加，激波串长度增加而隔离段耐受反压的能力下降。考虑了隔离段进口流动非对称的影响，对Billig—Wahrup的激波串长度公式作了改进，故提高了激波串长度预测的精确程度。     

动态节流下激波串运动特性的模拟和分析

为研究动态反压下的激波串特性，针对一种带凹腔的二元进气道/隔离段构型，在马赫数为6的来流下模拟了堵塞比从0.20增长到0.32再保持不变的动态节流流动，分析了堵塞比增长时间（1～10 ms）对激波串运动的影响。结果表明:激波串在节流变化初期向下游运动，随后向上游运动并最终稳定在某一位置。当堵塞比增长时间在5 ms以内时，激波串向下游和向上游运动的幅度分别为3 mm以内和约18 mm，且激波串运动滞后于节流变化，滞后时间随着增长时间的延长而缩短。当增长时间大于等于6 ms时，激波串可向下游运动到凹腔中部，幅度可达31 mm，并伴随着流动振荡；向上游运动幅度仍约为18 mm，激波串运动与节流变化近似同步。分析表明:较短增长时间工况下，激波串运动滞后主要是因为节流引起反压升高、传播时间大于堵塞比增长时间；较长增长时间工况下，凹腔内流动振荡主要是堵塞比增长初期凹腔亚声速区排出流量增加，回流区横向尺度减小，导致凹腔超声速区膨胀并出现“壅塞”，产生分离激波与回流区相互作用、发生振荡。工程设计时应考虑激波串运动的滞后及其对流动性能的影响。     

基于气体放电的高超声速激波结构显示技术

基于气体放电辐射强度与气体密度的相关性，在高超声速脉冲风洞FD-20中搭建了气体放电流场显示系统，并分别以平板模型、平板-方块模型和简化进气道模型为试验模型，在来流马赫数Ma=12.16、来流静压p≈106Pa的流场条件下开展气体放电流场显示技术研究。在平板实验中，气体放电方法较准确地观测到了电极之间的平板前缘激波结构，与纹影技术测得激波角相差仅为0.21°。在平板-方块实验中，气体放电方法观测到了2个截面（对称面和远离对称面截面）的激波结构，对称面波系结构与纹影和数值计算所得结果基本一致，远离对称面截面的波系结构与数值计算结果基本一致。在简化进气道实验中，气体放电方法观测到了内流道激波交叉形成的菱形结构，且尺寸与数值计算结果相差较小，约为7.9%。这些实验结果表明，在高超声速脉冲风洞中，采用气体放电方法可以获得清晰准确的激波结构，不仅可进行分截面激波结构观测，还可对被模型遮挡的内部区域激波结构进行显示，而且特别适合用于局部复杂流动波系结构的观测。     

矩形截面超燃发动机不同燃烧模态下的流场特征

为研究乙烯燃料矩形截面超燃冲压发动机不同燃烧模态下的流动特性，在直连式试验的基础上对冷流和不同当量比的4个状态进行了三维定常数值模拟，比较了试验和计算结果，选择了适用于本构型的模态判别准则，给出了流道内壁面压力、一维平均马赫数的沿程分布规律，分析了各状态下流场中波系结构、流动分离及燃烧的特征。研究结果表明:采用AHL3D对该发动机进行三维计算所得壁面压力与试验壁压吻合良好，试验与计算具有较好的一致性；未注油的冷态情况下流道内形成由多道斜激波与膨胀波组成的反射波系，壁面压力波动较大，波系分布主要受流道结构影响；纯超燃模态时，燃料喷射与主流相互作用使注油位处形成明显激波，压升起点固定在注油位之后，注油位波系对流场结构的影响较大，同时分离结构分布在整个凹槽内；双模态超燃时，流道内主导波系是激波诱导边界层分离形成的斜激波串结构，燃烧室内波系较弱，此时隔离段内激波串前缘后的角区出现分离，凹槽内分离区域减小；双模态亚燃时，随着逆压梯度激波串的前移，隔离段内角区的分离面积不断扩大，凹槽内分离区进一步缩小。发动机处于双模态超燃或双模态亚燃模态时，随着激波串结构的形成与前移，部分燃烧可能在隔离段内完成；而对于纯超燃模态，燃烧仅发生在凹槽与扩张段内，化学反应与高温区的分布相对更集中。     

三面压缩式高超声速进气道流动结构研究

采用油滴显示技术结合数值模拟方法对三面压缩式高超声速进气道的流场进行了深入研究.结果揭示由于激波-边界层干扰,三面压缩进气道内存在边界层分离、溢流和三维涡结构等复杂流动现象,尤其是唇口诱发的较大强度的斜激波引起了侧壁和顶面的边界层分离,并在顶面附近形成大尺度的流向涡,造成隔离段内存在明显的分层现象,形成低总压区,需要在进气道设计时对这一现象进行有效控制.     

非对称来流下隔离段内激波串受迫振荡流动实验研究

为探讨超燃冲压发动机隔离段内激波串受迫振荡区域壁面压力脉动特性,用非对称马赫数1.98的隔离段直连实验研究了低频周期性的脉动反压对隔离段内流动的影响.实验结果表明:隔离段能有效地隔离周期性反压脉动对上游未扰动流场的影响;反压脉动以第二特征波速向上游传播并影响了上游的壁面压力脉动,但在激波振荡区域,压力脉动主要受激波振荡的影响;厚附面层一侧的下壁面激波振荡区域内压力脉动前传时以指数规律衰减;薄附面层的上壁面激波振荡区域内压力脉动前传时却是波动的.     

隔离段激波串精细结构与压力特性实验研究

在马赫数为2.5的等截面隔离段风洞中开展了无控制和安装T形涡流发生器两种情况的瞬态流场结构显示与压力测量的实验研究。运用常规纹影和基于纳米示踪的平面激光散射技术（NPLS）对两种不同状态的隔离段激波串三维流场精细结构进行了显示测量。结果表明:较传统纹影的测量结构而言，NPLS精细测量能够得到湍流边界层、激波串、分离区等细节结构。T形涡流发生器产生的展向涡与激波串相互作用，激波串前缘结构为分叉正激波，紧跟其后的第二道激波实际上结构与其类似。同时采用高频压力传感器对两种隔离段中激波串的壁面压力进行了测量，采用常规统计分析方法和差分平方累和方法对激波串压力分布、脉动及其上传特性进行了分析。分析表明，差分平方累和方法可以有效检测激波串的前缘位置。     

不同飞行工况下双模态发动机流动及燃烧特性

为研究煤油燃料矩形截面双模态超燃冲压发动机在不同飞行工况下的流动及燃烧特征,在通过直连式试验验证计算方法的准确性后,对6个不同马赫数及当量比工况进行了三维定常数值模拟,得出了发动机壁面压力、一维质量平均马赫数沿流向的分布规律,分析了各工况下流场中波系结构、释热变化率等特征。研究结果表明:不同工况下发动机明显工作于两类不同的燃烧模态。当发动机处于预燃激波串前传至注油位以前的亚燃模态时,凹槽段波系相对较弱;随着激波串的前移,隔离段中形成明显的分离旋涡结构将燃料卷至上游,部分燃烧在注油位之前已完成;在燃烧室内,分离主要发生于凹槽内部,燃烧释热集中于第一凹槽头部。当发动机处于激波串未前传的超燃模态时,凹槽段波系相对更强,流动参数波动更大,燃烧在注油位以后进行,燃烧室内分离旋涡在流向跨度大,形成从第一凹槽前缘至第二凹槽处的连续流动分离;分离旋涡有助于燃烧向下游传播,因此释热沿流向分布更均匀、更分散。在过渡段诱导流动分离,促使燃烧室内形成大流向跨度的分离旋涡可能有助于燃烧向下游传播,实现分布式释热,避免释热过于集中导致激波串前传。