曲外锥乘波体进气道的一体化设计和性能分析

为了研究乘波体和进气道的一体化技术,提出了一种新型曲外锥乘波体和进气道的一体化设计方法,在Ma5.5条件下,设计了一体化乘波前体进气道的理论构型。在设计状态,对一体化前体进气道进行了无粘数值仿真,将获得的流场结构及流动参数同理论设计结果进行了对比分析,验证了设计方法的正确性。在马赫数4,5.5和6,攻角-2°～6°内,对一体化构型的基本性能进行了无粘数值仿真,获得的结果表明,该一体化构型具有良好的气动压缩特性。给出了乘波体/进气道一体化设计的新途径,实现了乘波体和进气道符合气动规律的一体化匹配。     

一种乘波前体进气道的一体化设计及性能分析

采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(osculating inward turning cone,OIC)乘波体设计方法,发展了一体化密切内锥乘波前体进气道(osculating inward turning cone waverider inlet,OICWI)设计技术.基于一体化基准内锥流场和前体进气道设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道.采用数值软件对设计的乘波前体进气道进行了仿真分析,结论如下:①OICWI的设计是遵循气动原理的.②一体化密切内锥乘波前体进气道的前缘形状、内收缩比及出口参数可以根据需求定量准确设计.③理论设计结果和模拟结果吻合一致,证明设计方法是正确可靠的.④数值模拟研究结果表明一体化密切内锥乘波前体进气道具有较好的出口流场均匀度及较高的流量捕获率和较高的总压恢复特性.      

密切内锥乘波前体进气道一体化设计和性能分析

采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone,OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(Os-culating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)一体化设计技术。基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道。采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合。粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀。     

黏性边界层修正对前体/进气道一体化乘波布局气动性能影响分析

针对基于流线追踪生成的乘波进气道在内流部分存在较大黏性误差的问题,以构建具有消波隔离段的内外流一体化乘波气动布局为目的,发展了一种多级波系锥导或吻切锥乘波体的边界层黏性修正方法.在基于特征线法的多级前体与截短Busemann进气道一体化乘波布局设计方法基础上,耦合了高超声速可压缩轴对称流动的冯?卡门动量方程积分方法,通过修正边界层位移厚度来提高黏性情况下与设计预期的吻合度.对修正前后的一体化乘波构型进行了设计状态下的流场对比验证以及非设计状态下给定马赫数和迎角范围下的气动性能影响分析.计算结果显示,设计状态下黏性修正构型的前体两级激波和入口反射激波位置与设计预期基本一致,消除了隔离段内多次反射激波,进气道流量比增加4.51％,出口总压损失减少8.23％;非设计状态下修正构型同样具备更强的来流捕获能力和更小的出口冲压损失.所发展的方法能够提升内外流一体化乘波布局设计方法的精度,适用于吸气式高超声速飞行器前体/进气道的精确设计.     

密切曲内锥乘波前体进气道低马赫数性能试验研究

基于密切曲内锥乘波前体进气道的一体化设计方法,生成了内外流匹配的一体化三维乘波前体进气道理论构型。在几何约束条件下,完成了实用化构型设计,其总收缩比4.6,内收缩比2.0。开展了来流马赫数3.0,3.5,4.0条件下的风洞试验研究。试验研究结果表明,一体化前体进气道可以在来流马赫数3.5及以上自起动;在马赫3.5和4.0,攻角0°时,其流量捕获系数分别为0.65和0.73,最大抗反压性能分别为26倍和38倍的来流压力。本文的试验研究结果,证实了设计的一体化密切内锥乘波前体进气道能够在吸气式高超声速飞行器的低马赫数端正常工作,并具备较高的流量捕获系数。     

密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究

介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道（Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI）的一体化设计方法,对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析,针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计状态无粘模拟结果一致,设计状态下的计算结果表明,前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率。试验研究结果表明,改型一体化前体进气道在马赫数5～7条件下顺利启动,流场波系及压力分布同数值分析结果吻合。     

钝化前缘乘波布局及其一体化构型气动特性

以最大升阻比为优化目标,在锥型流场中优化设计出乘波布局,并考虑高超声速飞行器的防热需求,对乘波布局进行钝化设计,利用数值模拟和风洞实验两种手段,研究钝化前缘乘波布局的气动特性.结果表明:在一定钝化半径内,随着钝化半径的增加,乘波构型的升力特性变化仅为2%,但阻力特性增加近3倍,升阻比降低了将近50%.尽管如此,为了钝化乘波布局,仍维持了较高的升阻比,升阻比为3左右.同时,以二维顶压式进气道为基础,在多级楔锥组合体流场中,设计出满足超燃发动机进气要求的乘波前体/进气道一体化构型,并进行前缘钝化设计.针对一体化构型进行了数值验证,结果表明:此类一体化构型升阻比大于2.6,同时发动机总压恢系复数保持在40%左右,满足进气道的要求.      

一体化乘波进气道改进设计和流动特征分析

为提高一体化乘波进气道的性能,通过采用壁面马赫数反正切分布内收缩基准流场和改进密切轴对称过程中的控制型线实现了对一体化乘波进气道的改进设计。通过数值仿真分析了该构型设计与非设计状态下的性能和流动特征。结果表明:设计状态下,该构型性能优良,具有前体/进气道一体化设计的特点,压缩面切除造成压缩面边界层内存在横向流动。不同攻角来流状态下,前缘弯曲激波的形状变化较小,有助于提高进气道非设计工况下的性能。侧滑来流状态下,内压缩段的流动不均匀,该构型的性能随侧滑角的变化是非线性的,内压缩段背风侧会出现低压区,诱导出流向涡,当截面内的气流流向低压区时,内压缩段内会形成双涡结构,当气流流出低压区时,第二个涡会被耗散掉,形成单涡结构。      

压力分布可控的高超声速进气道/前体一体化乘波设计

在二维弯曲激波高超声速进气道基础上,发展了一种压力可控的进气道/前体一体化乘波设计方法。通过事先指定前体/进气道壁面压力分布,结合二维特征线反设计方法,可以逆向设计出流向、横向压力分布规律都可控的进气道/前体外压缩段型面。采用该方法,设计了一种二维进气道/前体一体化方案,并对其进行数值模拟。结果表明：设计状态下,与不带侧板二维进气道相比,此类一体化方案中的进气道设计状态流量系数提高27%,出口压比提高48.5%,总压恢复系数提高10%;与楔导乘波理论设计的一体化方案相比,压力可控的一体化方案具有相似的外形尺寸和乘波特性,但进气道流量系数则较楔导乘波方案提高了5%,进气道出口压比提高6.4%,总压恢复系数提高2.3%。     

基于密切曲锥的乘波构型一体化飞行器设计方法研究

描述了基于密切曲锥的乘波构型一体化飞行器设计方法。其特点是采用曲面乘波压缩前体,前体进气道压缩面基准流场由激波和等熵压缩波轴对称流场组成,三维乘波面采用密切曲锥方法由前缘线各点流线跟踪拟合构成流面;前体上表面由变半径轴对称特征线法生成基准流场并流线跟踪构成流面;尾喷管根据发动机燃烧室出口参数构造特征线流场并流线跟踪得到膨胀型面。快速的分析工具采用工程计算、一维燃烧室计算与经验公式相结合的方法对飞行器性能进行初步评估。所设计的三米量级一体化模型飞行器通过数值计算和风洞试验对性能进行了验证,结果表明,飞行器在设计状态基本达到设计要求,发动机正常点火工作,飞行器得到正推力,采用的气动性能快速分析估算方法对气动力的预测较为准确。     

超燃冲压发动机性能预测工程方法

基于一维流体动力学守恒关系模型和燃烧化学平衡流动假设,建立了超燃冲压发动机内推力、比冲与尾喷管出口压力的关联式,消除了以往实验中存在的超燃冲压发动机性能评估的困难。利用该关系式对超燃冲压发动机燃烧室实验模型推力增益进行了计算,通过与实验测量值的对比,校核了燃烧效率。对配合现有燃烧室模型、进气道和尾喷管的一体化发动机推力性能进行了评估,获得了发动机内推力系数、比冲与尾喷管出口压力关系曲线,为超燃冲压发动机性能快速评估和优化设计提供依据。     

Scaling effects on combustion modes in a single-side expansion kerosene-fueled scramjet combustor

The combustion modes in two different scramjet combustors with the mass flow rates of 1.8 kg/s and 3.6 kg/s are experimentally investigated to explore the scaling effects on supersonic combustion with a Mach number 2.0 inflow. It is found that the scramjet combustor with a larger scale can broaden the flame rich blowout limit. As the Equivalence Ratio (ER) increases, the combustion in the small-scale combustor maintains in the cavity-stabilized mode, and the flamebase moves downstream along the cavity shear layer; however, the combustion in the large-scale combustor gradually transfers from the cavity-stabilized mode to the jet-wake-stabilized mode. The differences in the cavity residence time, the ignition delay time and the Damkohler number caused by different scales of the scramjet combustor are likely to account for the scaling effects on the combustion modes.     

Criteria for hypersonic airbreathing propulsion and its experimental verification

Hypersonic airbreathing propulsion is one of the top techniques for future aerospace flight, but there are still no practical engines after seventy years' development. Two critical issues are identified to be the barriers for the ramjet-based engine that has been taken as the most potential concept of the hypersonic propulsion for decades. One issue is the upstream-traveling shock wave that develops from spontaneous waves resulting from continuous heat releases in combustors and can induce unsteady combustion that may lead to engine surging during scramjet engine operation. The other is the scramjet combustion mode that cannot satisfy thrust needs of hypersonic vehicles since its thermos-efficiency decreases as the flight Mach number increases. The two criteria are proposed for the ramjet-based hypersonic propulsion to identify combustion modes and avoid thermal choking. A standing oblique detonation ramjet (Sodramjet) engine concept is proposed based on the criteria by replacing diffusive combustion with an oblique detonation that is a unique pressure-gain phenomenon in nature. The Sodramjet engine model is developed with several flow control techniques, and tested successfully with the hypersonic flight-duplicated shock tunnel. The experimental data show that the Sodramjet engine model works steadily, and an oblique detonation can be made stationary in the engine combustor and is controllable. This research demonstrates the Sodramjet engine is a promising concept and can be operated stably with high thermal efficiency at hypersonic flow conditions.     

基于半经验耦合的贫熄边界预测方法

提出了一种根据FV(flame volume)模型与燃烧室热态仿真相结合的贫油熄火边界耦合预测方法。利用两种不同构型五个不同方案燃烧室的贫熄试验数据对此方法进行验证，结果表明:对于直流型燃烧室与回流型燃烧室，FV模型中的经验常数K分别取1.35和0.55时，能够保证各方案燃烧室的贫油熄火边界预测精度均在±20%以内。相比于Lefebvre模型，此方法的计算精度更高、适用范围更广。      

双级轴向旋流器性能评估方法（二）——旋流器下游几何结构的影响

开展了双级轴向旋流燃烧室反应流场和燃烧性能的理论与数值研究。通过数值模拟研究了旋流强度与旋流器下游（套筒）几何结构对于燃烧室反应流场与燃烧性能的影响规律。结果表明:当旋流强度低时，旋转气流倾向脱离套筒喉部附近的壁面，形成类似喷射的流动；套筒扩张角越大，旋流强度增幅越大；当扩张半角为30°～70°时，气流扩张角随套筒扩张半角增加而增大。研究发现:存在临界套筒扩张半角为73°，大于该临界角时，气流与套筒发生“脱体”现象。通过理论推导与数值仿真相结合的方法，发展建立了套筒出口气流扩张角估算公式。通过与实验及数值结果比较发现，该公式能够对旋流器出口近场气流发展进行准确预测，为未来旋流器的设计提供了一种实用有效的方法。      

Hypersonic laminar–turbulent transition on circular cones and scramjet forebodies

Laminar–turbulent transition in hypersonic boundary layers has a dramatic effect on heat transfer, skin friction, and separation. This effect is critical to reentry vehicles and airbreathing cruise vehicles, yet the physics of the transition process is not yet well enough understood to be used for predictive purposes. The literature for transition on circular cones and scramjet forebodies is reviewed, from an experimental point of view. Ground experiments, emphasized here, nearly always suffer from ambiguity caused by operating in the presence of high levels of facility noise. Measurements of the instabilities leading to transition reduce much of this ambiguity, and thus these instability measurements are emphasized. A number of transition measurements have also provided good control of extraneous effects, and several of these measurements are compared in detail.Small bluntness always delays transition on smooth cones at zero angle of attack (AOA), while large bluntness creates a change in mechanism that again moves transition forwards. For smooth cones at AOA with small or negligible bluntness, transition is always leeside-forward and windside-aft, although the movement with AOA is tunnel and geometry dependent. For cones with large bluntness, transition becomes windside forward and leeside aft. In both cases, nosetip roughness may be involved in the trend reversal. Reliable prediction of the trend reversal conditions is one of many topics requiring additional research. The limited existing database for transition on scramjet-vehicle forebodies is also reviewed, along with the literature for transition in the compression corners that are often a part of such forebody designs.     

攻角动态变化对侧压式进气道起动特性影响的风洞试验

为了探寻不同频率下攻角动态变化对进气道起动性能的影响,进行了攻角以不同频率调节的侧压式进气道Ma=3.85的风洞试验.对一个设计Ma=6、起动Ma=2.5的侧压式进气道完成了攻角从0°→8.15°→0°,频率分别为0.8,1.6,3.2 Hz和6 Hz的数次吹风试验.试验结果表明:四种频率状态下进气道在一个振荡周期中都能经历一个起动—不起动—再起动的过程;随着频率的增加,在进入振荡的第1个周期内不起动攻角缓慢增大,而在之后的周期性变化中不起动攻角急剧减小.      

侧压式进气道与飞行器机体气动一体化设计及实验

以机体 推进系统耦合、三维侧压式进气道为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的高超声速一体化冷流通气实验模型,在高超声速炮风洞中完成了飞行器的整体气动测力试验。在来流马赫数Ma=8.09的条件下,分别测定了飞行器结合单模块、3模块、5模块超燃冲压发动机在-4°～6°六个攻角下模型的气动力数据,并对实验结果作了分析。     

超燃发动机激波增强混合的数值研究

采用数值方法求解三维可压ＮＳ方程,模拟了斜激波增强超声速氢／空气混合的过程。对不同强度 激波混合增强的效率进行了比较。计算表明利用斜激波增强混合是一种行之有效的方法。     

面向工程的类乘波体气动布局与数值分析

为了解决高超声速飞行器理想乘波体的工程应用问题,以粘性锥导流场为基础流场,考虑装填空间、前缘钝化、端头半径和翼舵干扰等工程实际情况,设计了一种类乘波体高超声速飞行器。采用CFD方法对该类乘波体气动性能进行了仿真与分析。结果表明:该类乘波体具有典型的乘波特征,设计状态(Ma=8,α=2°)下,升阻比为4.47;非设计状态(Ma=3,α=2°)下,升阻比不小于3.60;考虑不同高度和马赫数范围,纵向压心系数绝对值变化仅为4.2%,小的压心变化范围在满足高机动需求方面具有优势。