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%。     

一种宽马赫数变几何超声速进气道气动性能研究

为了改善二元宽马赫数超声速进气道非设计点下的气动性能,设计了一种来流马赫数为2.0~4.5的变几何超声速进气道,对其气动性能开展了数值仿真研究,得出了性能较优的变几何方案,并与相应的定几何进气道进行了对比.研究结果表明:采用变几何方法可提高进气道在转级点的气动性能;随着来流马赫数的增大而增加进气道的楔角及内收缩比,可降低进气道的喉道马赫数;采用该变几何方法可有效提高进气 道宽工作范围的气动性能,在某些状态下流量系数和总压恢复系数比定几何进气道分别高出19.4%和55.8%.      

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）.      

高超声速二元变几何进气道气动方案设计与调节规律研究

 针对二元高超声速进气道宽马赫数大攻角工作要求,研究了转动唇口变几何进气道调节方案,给出了一种高性能变几何原型进气道设计方法,并通过数值仿真获得了变几何进气道各工况下的调节规律及性能变化规律。研究表明:采用特殊曲面唇口设计的变几何进气道宽马赫数范围内流场结构较好,总体性能优越;以马赫数Ma=6.0为设计点的原型进气道采用转动唇口方案无需附面层抽吸即可在唇口开启过程中实现接力点自起动,且最低自起动马赫数降至Ma=3.5;低马赫数大攻角状态下,通过转动唇口合理控制喉部平均马赫数范围可保证进气道正常工作。     

一种超声速颌下进气道变几何方案研究

针对宽范围定几何颌下进气道高马赫数下的压缩量不足问题，提出了一种喉部滑块前后移动的变几何调节方案，该方案通过滑块前后移动改变高低马赫数下的喉道尺寸，使进气道能够满足高低马赫数下的压缩量要求。本文提出了两种滑块布局方式，针对内锥侧滑块布局方式，按调节原理进行了滑块型面与进气道内流道型面的匹配设计，并将变几何颌下进气道与定几何方案进行了性能比较。数值研究表明：按Ma2.5-Ma4.0范围设计的变几何颌下进气道，在设计点，临界状态出口总压恢复系数为0.51，较公开文献中定几何方案提高8.5%；在Ma4.0，0°攻角工况下，临界状态出口总压恢复系数为0.46，提高12.2%；在Ma2.7，1°攻角工况下流量系数为0.69, 临界状态出口总压恢复系数为0.78。气动性能表明，该颌下进气道性能优越，调节方案简单可行。     

一种外并联型涡轮基组合循环发动机进气系统方案

提出了一种外并联型涡轮基组合循环发动机可变几何进气道气动设计方案.数值模拟研究了该变几何方案沿飞行轨迹的气动性能参数变化.在此基础上,对设计参数和进气道几何调节规律进行研究,得到了较优的进气道调节规律及典型工作点进气道气动性能.结果显示:不同来流马赫数下,涡轮通道喉道截面总压恢复系数不低于0.69,冲压通道出口截面总压恢复系数在0.38以上.      

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%。     

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。     

矩形截面高超声速变几何进气道研究

为了改善宽马赫数范围工作的进气道性能,对矩形截面高超声速变几何进气道进行了研究,提出并设计了一种包括唇口开启、唇口后退等几何动作的变几何进气道设计方案。据此在马赫数Ma=4.0～6.5范围内设计了矩形截面高超声速变几何进气道,采用数值仿真方法对其气动性能开展了研究,并与定几何进气道性能进行了对比。研究结果表明:设计马赫数及高于设计马赫数条件下,变几何进气道与定几何进气道的性能基本相同。低于设计马赫数时,变几何进气道的性能明显优于定几何进气道。     

RBCC进气道喉道及唇口调节数值研究

为提高发动机在宽马赫域下的工作性能,针对中心支板式火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle,RBCC),开展了变几何进气道方案设计,通过数值模拟研究了喉道高度调节方案中进气道的流场特征,进一步分析了喉道高度调节方案和唇口位置-喉道高度协同调节方案在性能上的区别,并分析了唇口位置调节对变几何进气道起动性的影响。研究结果表明:喉道调节方案在兼顾亚燃、超燃模态性能需要的同时,能保证进气道在Ma_∞=2.4前顺利起动;而喉道-唇口调节方案能进一步降低进气道起动马赫数,使进气道在Ma_∞=1.6前起动,同时能减少进气道的总压损失,并能提高进气道在部分非设计点下的流量系数。相比于喉道调节方案,喉道-唇口调节方案在Ma_∞=3,4,5下的流量系数分别提高了15.1%,40.3%和15.9%。     

TBCC进气道变几何泄流腔研究

提出了一种用于内并联型涡轮基组合循环(TBCC)进气道全马赫数范围的可变几何泄流腔方案,给出了可变几何泄流腔的设计方法;研究了泄流腔及其几何特征参数对进气道流场特征和气动性能的影响,获得了几何特征参数对进气道气动性能的影响规律.最后,采用三维流场数值模拟手段,对泄流腔可变型面参数随飞行马赫数Ma₀的调节规律和进气道在全马赫数范围内的气动特性进行了研究,结果表明:泄流腔开启之后,随着Ma₀的增加,泄流腔进口宽度和喉道高度不断减小,且均呈前急后缓的减小趋势;在Ma₀≤2.0和Ma₀≥2.5时,泄流腔进口前角均随Ma₀的增加而减小;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(50.6625kPa),均能满足冲压燃烧室的燃烧需求.结合高速风洞试验研究结果,印证了可变几何泄流腔方案的可行性.      

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.      

变结构RBCC发动机亚燃模态全流道数值模拟研究

变结构燃烧室是提高宽范围工作火箭基组合循环（Rocket-Based Combined-Cycle,RBCC）发动机性能的有效途径之一,本文旨在通过全流道三维数值模拟的方法研究变结构RBCC发动机在低来流马赫数条件下燃烧室与进排气匹配状况,以及研究采用变结构燃烧室进行亚燃模态可靠燃烧组织的可行性。针对Ma3来流,研究了火箭冲压和纯冲压燃烧模式下的发动机性能,并实现了燃烧室工作模式的转变。通过本文的研究工作得到以下结论：（1）在火箭冲压工作模式下,一次火箭小流量工作能够提高二次燃料的燃烧效率,冲压燃烧室比冲性能较优,燃烧室与进排气能够匹配工作。（2）燃烧室工作在火箭冲压模式时,采用燃料支板集中喷注燃料的性能优于隔离段和燃料支板分散喷注时性能;发动机工作在纯冲压模式时,燃烧效率将会下降,并且发动机冲压比冲比火箭冲压工作模式下降10.2%,全流道比冲则上升14.5%。     

结合局部次流循环的变几何轴对称进气道研究

针对常规定几何轴对称进气道在低马赫数工作时流量系数低、溢流阻力大的问题,提出了一种结合局部次流循环的变几何轴对称进气道,其通过平移进气道一级锥并引入局部次流循环重构前体激波系相结合的方法,保证了进气道在较宽马赫数范围内的流量捕获能力。通过仿真方法验证了这一设计概念的可行性,并与常规定几何轴对称进气道进行了性能对比。结果表明:该新概念可调轴对称进气道在低马赫数工作时具有良好的流量捕获性能,并且在整个工作范围内保持了较高的总压恢复性能。与按传统方法设计的定几何轴对称进气道相比,其流量系数和总压恢复系数在工作范围内的最大改善幅度分别达到27.45%和14.31%。此外,选择合适的非控制状态贴口马赫数对该设计概念的实现效果具有明显的影响。     

二元高超声速变几何进气道气动特性研究

设计了一种唇罩可沿来流方向平移的二元高超声速变几何进气道,对进气道开展了三维数值仿真研究,就气动特性与相应定几何进气道进行了对比.结果表明:通过迎着来流方向平移唇罩,进气道内收缩比由1.80下降至1.57,自起动马赫数由4.9下降至3.4.在来流马赫数为4.0~7.0范围内,变几何进气道与定几何进气道隔离段出口马赫数和增压比相差不大,变几何进气道流量系数和总压恢复系数可实现提升最大值分别为21%和9%.二元高超声速变几何进气道综合气动性能明显高于定几何进气道.