冲压增程弹丸进气道特性分析

采用块结构网格与二阶精度流场分区求解技术，对固体火箭冲压发动机增程弹丸超声速进气道特性进行了深入研究。通过数值模拟得到了对应于不同来流马赫数和攻角情况下，临界工况时，超声速进气道内外粘性流场复杂的波系结构，详细分析了来流马赫数和攻角对进气道性能的影响。结果显示，随着来流马赫数的增大，总压恢复系数显著降低，流量系数增大，同时随着来流攻角的增大，总压恢复系数及流量系数逐渐降低，而流场畸变指数则明显增大。     

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。     

冲压发动机用轴对称进气道设计和试验

完成了一种Ma=2.5～4.0冲压发动机用超声速轴对称混合式进气道模型的设计,通过数值模拟和风洞试验,获得了马赫数Ma=2.5,3.0,3.5,4.0,攻角α=0°,3°,6°,8°条件下的超声速轴对称混合式进气道性能。试验结果表明,随着马赫数的增加,总压恢复系数大幅度下降,亚临界稳定范围变窄,流量系数逐渐增加;随着攻角的增大,总压恢复系数和流量系数总体都呈降低趋势,在Ma≥3.0,α=6°时,进气道性能的下降小于5%,亚临界稳定范围变窄。     

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。     

双模态冲压发动机Ma6性能潜力受燃烧室入口参数影响的灵敏度分析

为系统掌握燃烧室入口参数对双模态冲压发动机性能潜力的影响,采用双模态冲压发动机燃烧室工作过程的一维分析方法,在飞行马赫数为6的不同燃烧室工作工况(即不同特征马赫数Mac)条件下,保持进气道捕获流量不变,研究了燃烧室入口马赫数Main和总压恢复系数σin对性能潜力(燃料比冲Isp,f)的影响。获得的数据表明,冲压发动机的性能潜力受燃烧室入口马赫数和总压恢复系数两者的综合影响,燃烧室入口马赫数越低、总压恢复系数越高,发动机性能潜力越大;在常见的燃烧室入口参数范围内(入口马赫数∈[2.4 3.5],入口总压恢复系数∈[0.3 0.7]),入口马赫数每减小0.1,燃料比冲增加约1.1%~1.8%,入口总压恢复系数越小,影响程度越大;入口总压恢复系数每增大0.1,燃料比冲增大约2.4%~4.0%,入口马赫数越大影响程度越大;存在燃烧室入口条件不同,但是发动机的比冲性能潜力相同的情况。对燃烧室分段过程的损失分析表明,在入口为超声速、加热段为亚声速(特征马赫数不大于1)工况条件下,入口马赫数增加导致燃烧区前激波串损失增大,是比冲性能降低的主要原因;燃烧室特征马赫数越大,燃烧过程导致的损失越大;从燃烧室入口到尾喷管出口全过程总压损失越小,获得的比冲性能越大。推导和拟合了冲压发动机冲量差燃料比冲随燃烧室入口马赫数和总压恢复系数的灵敏度关系式,与被拟合数据的差异在3%以内,该关系式可用于双模态冲压发动机部件参数匹配与流道一体化设计工作。     

固体火箭冲压发动机进气道三维数值模拟

基于RANS平均的N-S方程、标准k-ε双方程湍流模型,利用FLUENT软件对某型固体火箭冲压发动机进气道内外流场进行了三维数值模拟.研究了不同马赫数下进气道前体、入口、进气道出口流场和流动特性;考虑了弹体,缩比,网格划分对进气道流场出口参数的影响.模拟结果表明:随着飞行马赫数的增加,由前缘点产生的激波逐渐靠近弹体,进气道内部总压恢复系数降低,在进气道出口处压力比较高,出口流场基本均匀.      

带单锥和双锥混压式进气道的冲压增程弹丸气动特性仿真分析

针对带单锥和双锥混压式进气道的两种冲压增程弹丸,对比分析了单、双锥混压式进气道的特点。采用仿真手段,对弹丸外部气动阻力和进气道工作特性进行了数值计算,分析了不同飞行马赫数条件下的弹丸外部气动阻力的变化、进气道临界状态下的总压恢复、捕获流量特性,并分析讨论了进气道的起动特性。研究结果表明:在飞行马赫数2.65到1.75之间,两种冲压增程弹丸的外部气动阻力几乎相同;在飞行马赫数1.75下,两种冲压增程弹丸进气道均能够起动;在低于设计马赫数时,进气道临界状态下,单锥进气道的捕获流量和总压恢复特性均优于双锥进气道,冲压增程弹丸采用单锥进气道将更为合适。     

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。     

转速对高速旋转冲压增程弹用进气道影响数值模拟

结合分区对接网格技术以及二阶精度区域分解算法，对高速旋转、含侧向支柱冲压增程弹丸进气道内外复杂流场进行了数值模拟。得到了高速旋转工况下对应于不同来流攻角和旋转角速度，临界工况时，超声速进气道内外流场复杂的波系结构。随着旋转角速度的提高，进气道总压恢复系数和动能效率均有所降低，而流场畸变指数则显著增大。特别是当转速达到20kr／min，进气道总压恢复系数和动能效率下降趋势以及流场畸变指数增大趋势更明显。攻角的存在对冲压发动机进气道的总体性能产生了负面影响。     

一种平面埋入式进气道的地面工作特性及流态特征

对一种平面埋入式进气道的地面工作特性进行了实验研究, 结合数值仿真技术, 分析了地面工作状态下该类进气道的流态特征, 并探讨了其出口总压图谱的形成成因.结果表明:(1)虽然进气道出口截面的二次流较弱, 但通道内却存在强的以对涡为特征的旋流, 该对涡因埋入式进气道进口侧棱的存在而产生, 与后唇口前缘的气流分离共同导致了进气道出口截面的大面积低总压区;(2)地面工作状态下, 埋入式进气道的总压恢复系数随出口马赫数的上升而下降, 周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数则随着出口马赫数的增加而增加.在相同的出口马赫数下, 地面工作状态的总压恢复系数高于飞行状态, 各种畸变指数也明显偏高.但当发动机的进口工作马赫数为0.35左右时, 进气道出口截面的综合畸变指数W小于10.0%, 满足常规发动机的稳定工作要求;(3)计算和实验结果对比表明, 所得到的进气道出口总压恢复系数相对误差在1.2%以内, 但畸变指数整体偏大.      

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。     

旋转冲压增程弹进气道内流场旋流数计算

为了研究高速旋转对冲压增程弹进气道的影响,对零攻角下旋转弹丸进气道入口与出口旋流数进行了理论推导,得到了旋流数的解析计算式。为了检验理论分析各项假设的合理性,并对旋流数解析式的误差进行分析,使用数值模拟的方法对某双锥进气道的流场进行了计算。分析发现,冲压弹丸进气道前方来流旋流数很小,因此旋转对进气流量影响很小;理论解析式计算所得进气道出口旋流数比数值计算结果偏大,且背压越低偏差越大;普通旋转冲压弹丸进气道出口旋流数低于0.2,由于在此弱旋流进气条件下,固体燃料冲压发动机工作状态与直流进气状态接近,因此弹丸的旋转对冲压发动机工作影响较小。     

几何尺寸对高超声速进气道气动性能的影响

为了探索模型缩尺比对高超声速进气道气动性能的影响,对不同缩尺比的二元高超声速进气道开展了数值模拟研究,结果表明：随着缩尺比的增大,进气道流量系数、隔离段出口总压恢复系数和马赫数均逐渐增大,而静压比逐渐减小,且来流马赫数越高,上述参数变化幅度越大。由理论与数值模拟分析可知,上述现象主要是由于不同缩尺比下,进气道当地雷诺数不同,导致进气道附面层相对厚度变化,进而影响进气道气动性能。理论分析了进气道总压恢复系数与缩尺比的定量关系,就进气道而言,进气道进口处附面层相对厚度减小1%,隔离段出口总压恢复系数提高约0.7%。     

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。     

超燃冲压发动机进气道低马赫数起动性能研究

为探讨高超声速进气道在低马赫数普遍存在的起动问题,采用等激波强度法设计了超燃冲压发动机二维混压式前体／进气道,给出了前体／进气道的几何尺寸,对所设计的进气道在设计状态、非设计状态的性能与流场进行了数值模拟,对低马赫数下进气道的起动问题进行了研究。研究表明：设计的进气道附加阻力较小,总压恢复系数较高,在低马赫数下通过附面...     

一种二元定几何混压式超声速进气道流场控制概念研究

针对二元定几何混压式超声速进气道低马赫数时流量系数低加速性能差的问题,提出了一种新的泄流槽流场控制概念,并通过数值仿真,揭示了泄流槽控制激波结构机理及其主要几何参数对进气道性能的影响规律.研究结果表明:采用该流场控制方案可通过泄流槽入口处的波系结构使进气道在低于设计马赫数时的出口总压恢复系数和流量系数相对于原型方案均得到明显提高,而在设计点关闭泄流槽后进气道的性能与原型进气道基本相当,这对改善冲压发动机在低马赫数转级后的加速性能是有利的.      

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%.      

面向一体化计算的整体式液体冲压发动机建模及性能评估

为发展冲压发动机性能工程预估方法,建立了面向一体化计算的整体式液体冲压发动机性能计算模型,并使其兼容基团贡献算法,提高了拓展性。利用模型分析了冲压发动机在攻角0°～6°、高度0～18km、马赫数2.0～3.5、余气系数1.0～2.9范围工况多维度连续变化下,比冲、推力系数和燃油质量流量的速度-高度特性、高度-节流特性、节流-速度特性以及攻角特性。研究结果表明:性能计算模型可在一体化计算条件下、基团贡献算法允许范围内,不依赖试验数据对冲压发动机性能预估,计算结果与技术参考值相比相对误差均小于14%。推力系数和比冲具有基本一致的速度-高度特性和相似的高度-节流特性,受燃气组分影响,推力系数和比冲的节流-速度特性差异明显。燃油质量流量的变化规律不同于比冲和推力系数,在进入平流层后呈现折缓趋势,而呈现连续性,速度越大、高度越低、余气系数越小,燃油质量流量越高,反之则越小。引入攻角以后,攻角越大,比冲和推力系数越低,进气道起动马赫数越高;攻角-起动马赫数曲线小范围内近似线性,攻角超过5.6°非线性加剧。