隔板对低外阻二元高马赫数进气道反压特性的影响

为了提高低外阻二元高马赫数进气道的抗反压性能,研究了在内收缩段设置隔板对低外阻二元高马赫数进气道抗反压能力的影响,通过数值仿真计算了两组不同内收缩比的低外阻二元高马赫数进气道内收缩段有/无隔板下的反压特性,并对比分析了相应的流场结构。结果表明,隔板能够显著抑制低外阻二元高马赫数进气道内强激波/边界层干扰现象,改善隔离段入口截面气流参数分布的均匀性,使隔离段内激波串结构上下较为对称地推进。内收缩比1.566进气道引入隔板能够将极限反压提高4.2%。引入隔板能够在增加进气道压缩效率的前提下,提高进气道的最大抗反压能力,拓宽进气道的稳定工作范围。     

高超侧压式进气道高焓脉冲风洞实验

为验证一种双楔顶压、侧板中置的侧压式进气道基本性能,设计了一套进口面积为110mm×91mm的双流道试验模型,并在300mm马赫数6的高焓脉冲风洞中进行了吹风实验。实验测量了进气道和隔离段内的沿程静压分布和隔离段进出口截面的皮托压力分布,分析了进气道内的典型流场特征,获得了进气道的基本性能参数,并以马赫数的测量为例阐述了流场不均匀性对测量结果可能造成的影响。实验结果表明,马赫数6来流条件下,该侧压式进气道流量系数为0.83,隔离段出口平均马赫数为2.57,总压恢复系数为0.296,增压比为23.7,表明这种侧压式进气道的气动布局方式能够获得较好的总体性能。     

高超声速进气道隔离段反压的前传模式及最大工作反压

对均匀来流和有斜波入射(非均匀)情况下隔离段内流动进行了数值分析,发现反压增加首先在隔离段出口形成激波串,出口压力不断增加,而隔离段内流动没有变化;进一步增加反压,直到隔离段出口附面层开始分离时,激波串开始往隔离段内移动,壁面压力自激波串第一道激波位置开始逐渐增加;反压继续增加,激波串在隔离段内不断地向前移动。分析了隔离段内激波串的流动特征,发现激波串是由系列“斜激波 附面层分离 加速降压”流动组合而成,激波串后的流动为掺混流动(掺混区)。提出了最大工作反压的概念,当反压等于最大工作反压时,激波串位于隔离段出口,波后附面层开始分离,反压的任何增加,激波串就会往隔离段内移动;当反压小于或等于最大工作反压时,隔离段出口为超声速流动。研究还发现最大工作反压比由零反压时隔离段出口平均马赫数唯一确定,马赫数越大,最大工作反压比越大。最大工作反压比数值可用D.E.Nestler的拟合式来计算。     

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。     

矩形截面高超声速进气道高焓风洞实验

对设计工作马赫数为4.5~6.5的矩形截面高超声速进气道进行了马赫数为6,5及4的高焓风洞实验研究,获得了进气道在不同反压下的性能参数及沿程静压分布.实验结果显示,设计状态下(Ma=6,α=0°),进气道的流量系数和总压恢复系数分别为0.97和0.41,增压比约为来流静压的35倍,隔离段出口马赫数不大于2.6;最大承受反压不小于来流静压的114.5倍.研究还发现,反压升高引起的激波串可停留在内压段,且不影响进气道的流量捕获;当Ma=5,α=0°时,进气道的流量系数不低于0.77,总压恢复系数在0.49~0.67之间.设计工作马赫数及攻角范围内,进气道内未发现明显的流动分离,均可正常起动工作.      

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。     

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%。     

中心线偏置隔离段内激波串振荡特性

采用非定常数值方法研究了一种中心线偏置隔离段内的激波串振荡特性,分析了隔离段出口反压及管道扩张比对激波串振荡特性的影响规律.结果表明:出口总压最大值对应激波串前缘最小位移,出口总压最小值对应激波串前缘最大位移.在一定大小反压条件下隔离段内出现激波串的自激振荡,在较高反压条件下激波串稳定在管道内部.在来流马赫数为2.0条件下,中心线偏置隔离段较等直隔离段更易出现激波串自激振荡.在出现激波串自激振荡时,在同一反压条件下,大扩张比（如37%）隔离段流场的振荡主频、幅度和出口平均总压均小于小扩张比隔离段.      

“X”型布局二元进气道与弹体的一体化计算研究

以数值模拟为研究手段,分别研究了来流马赫数、出口反压以及攻角对二元进气道性能的影响。计算结果显示,在相同的来流马赫数情况下,增大出口反压,则扩压段内的正激波向进气道唇口方向移动,总压恢复系数不断增大,而出口马赫数则呈不断减小;进气道工作在临界状态时,进气道的总压恢复系数达到最大值。在攻角不为零时,迎风区进气道中的正激波位置比背风区进气道靠后,其出口马赫数、流量系数都较大,总压恢复系数较小。     

二元外并联RBCC进气道变几何方案研究

为改善RBCC进气道在高马赫数下喉道段变几何部分的连接和气动热问题,参考外并联TBCC进气道的变几何方案,对RBCC进气道进行了外并联变几何研究。在低马赫数区间,通过调节使进气道获得合适的总收缩比和两通道的相同内收缩比,使得两通道喉道和出口截面的性能参数相近来减小掺混损失和达到相近的抗反压能力。在高马赫数区间,关闭低速通道,高速通道型面不变。数值模拟结果表明:在来流马赫数2.0,2.5,3.0,3.5下两通道喉道和出口截面的平均马赫数相差在0.05范围内,流量系数保持在0.7左右;在整个工作范围Ma=2~6内流量系数较高,总体性能较优,该变几何方案是正确可行的。     

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。     

反压作用下等直隔离段性能估算

对不同来流马赫数及不同反压下等直隔离段的出口温度、压力和马赫数进行了分析.通过曲线拟合,得到了不同反压下隔离段出口温度、压力及马赫数间的拟合式,据此给出了预估任意反压下,隔离段出口马赫数和温度的方法;研究了隔离段最大承受反压与无反压下隔离段出口马赫数的关系,分别给出了均匀来流和非均匀来流时隔离段最大承受反压的拟合关系式,为最大反压比的估算提供了方法;同时还给出了均匀来流条件下等直隔离段长高比的工程选取拟合式.      

高超声速弯曲激波压缩侧压式进气道数值研究

采用壁面马赫数呈线性分布的曲面压缩系统改进参考侧压式进气道的顶板,得到弯曲激波压缩侧压式进气道,并与参考侧压式进气道进行了比较.数值研究结果表明:设计状态无黏时曲面压缩顶板壁面马赫数分布与给定的马赫数分布基本一致,并且有黏时其壁面压力分布也与二维曲面的基本相同;同参考侧压式进气道相比,顶板采用曲面压缩能够一定程度地改善壁面压力分布,使其末端压力梯度变化平缓;并且非设计状态下的性能也得到有效地改善,特别是来流马赫数为4时,其流量系数提高6.0%、达到0.799,喉道截面总压恢复系数提高1.9%;来流马赫数为5时,其流量系数提高5.2%、达到0.909,喉道截面总压恢复系数提高3.2%.随着攻角增大,该进气道流量捕获能力增强、隔离段出口截面流场畸变减小,但喉道截面总压恢复系数下降剧烈.      

反压作用下隔离段性能估算方法研究

在前期隔离段研究结果基础上,对不同来流马赫数及不同反压下等直隔离段的出口温度、压力和马赫数进行了分析。通过大量拟合,得到了不同反压下隔离段出口温度、压力及马赫数间的拟合式,给出了预估任意反压下,隔离段出口马赫数和温度的方法;研究了隔离段最大承受反压与无反压下隔离段出口马赫数的关系,分别给出了均匀来流和非均匀来流时隔离段最大承受反压的拟合关系式,为最大反压比的估算提供了方法;同时还给出了均匀来流条件下等直隔离段长高比的工程选取拟合式。     

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。     

定几何混压式轴对称超声速进气道气动特性数值仿真和实验验证

 针对一种Ma4一级定几何混压式超声速轴对称进气道进行了数值仿真研究，并和风洞实验结果进行对照，验证了本文所采用计算方法的可靠性。利用CFD方法获得了进气道激波系分布、内通道流场分布和沿程静压分布并对Ma4下稳定亚临界状态进行了分析。研究结果表明：（1）超临界状态下，随着进气道出口反压的提高，结尾激波系向喉道方向移动，结尾激波损失减小，总压恢复系数提高；（2）攻角的增加对进气道的迎风侧和背风侧影响增大，结尾激波系由对称分布向一边倾斜的趋势增大，背风侧的承受反压能力下降，总压恢复系数随着下降；（3）随着来流马赫数的增加，激波损失加大，总压恢复系数随之下降，同时由于激波角变小，激波也越靠近外唇罩，溢流减小，流量系数增大，在激波贴口后流量系数基本保持不变；（4）通道内的静压分布曲线清晰的反映了内通道沿程激波系情况；（5）在大于贴口Ma数工作时，结尾激波系被推出唇口的情况下，由于滑流层作用出现一个类似外压缩式的气动通道从而存在稳定的亚临界状态。     

非对称来流隔离段流动特性研究

1引言隔离段是超燃冲压发动机的一个重要气动部件,在进气道与燃烧室之间构建一气动热力缓冲区域,为进气道提供一个较宽的连续工作范围。通常超燃冲压发动机位于高超声速飞行器下表面的中后部,这样自由来流需要经过一段较长的前体后进入进气道,这就造成进气道进口靠近机体一侧存