超额定状态下二元超声速进气道的流动特性

为了揭示超额定工作状态下超声速进气道内的复杂流动机理，对一设计马赫数为2.0的二元超声速进气道开展了数值模拟研究，获得了其在不同来流马赫数状态、不同节流状态下的流场结构.结果表明:当进气道工作在额定状态时，随着节流程度的增加，其激波串的核心区由偏向下壁面摆至偏向上壁面；而在超额定状态下，由于依次受到唇罩内侧分离包、唇罩激波等的影响，激波串核心区则由偏向上壁面转而摆至偏向下壁面.在来流马赫数为2.5的节流状态下，其唇罩激波与前体斜激波相交形成了马赫杆等复杂波系结构，而来流马赫数为3.0状态却并未形成此类现象.在上述两种超额定工作状态下，前体斜激波的上透射激波均在高反压条件下演化为正激波形态，而唇罩激波的下透射激波形态也发生了明显的改变.      

可调混压进气道超额定工况黏性作用理解

进气道研制在各阶段均需要好用的设计方法,第一步是用无黏波系理论设计进气道的波系和流道参数。在实际的黏性条件下,超额定工况黏性流场结构非常复杂,基于无黏波系理论的设计方法在逻辑上难以封闭,理解黏性作用的机制和后果,有可能改善无黏方法在超额定工况的适用性,或者提出黏性修正的经验指导。针对设计点马赫数为2.5的可调混压式超声速进气道超额定工况内流道入口波系设计问题,用数值模拟方法,研究理解了超额定工况黏性流场结构生成机制,与无黏设计相比,初始黏性结构(边界层、滑移层)使无黏流道流通能力下降,产生的限流反压迫使上游激波系强化、分离区与激波干扰结构调整,当流动结构产生的溢流量足够大、入流流量与当地流动结构的流通能力相匹配时,即获得新的平衡流场。喉道高度补偿和消除滑移层吞入的尝试验证了上述理解。在反压或限流制造的临界工况,存在局限于内压缩段的"初始不稳定性"(或小喘)现象,可能与滑移层在核心流的摆动范围大有关。在马赫数为3的超额定条件下,喉道补偿系数超过35%可获得期望的波系结构,临界的"初始不稳定性"消失。增大第二级压缩角,使外压缩激波与唇口激波不相交于内流道所在高度范围,消除滑移层生成条件,在相同反压条件下消除了"初始不稳定性"现象,或者说提高了抗反压能力。     

1 种宽马赫数二元超声速进气道性能快速计算方法

为了在设计过程中快速估算二元超声速进气道性能,通过对二元超声速进气道内流场结构进行分析,基于斜激波、膨胀 波公式及流量连续方程等理论提出了二元超声速进气道性能快速计算方法,并对其进行黏性修正。为验证方法的准确性,对1 个 工作马赫数范围为2.5~4.5,设计马赫数为3.7 的定几何二元进气道进行数值仿真。结果表明：仿真结果与快速计算结果对比误差 在5%以内。该方法可以用来快速计算宽马赫数二元超声速进气道的临界总压恢复系数、流量系数及喉道马赫数等性能参数;在计 算进气道超临界性能时具有一定的准确性;该方法也适用于变几何二元进气道的初步选型设计及性能计算。     

组合发动机可调进气道气动性能

为使涡轮/冲压组合发动机能在宽广的飞行高度、速度内飞行,设计一种组合发动机可调进气道气动结构.编制带黏性修正激波系结构预估程序,实现不同来流马赫数及来流攻角下,进气道内激波系结构布置及强度预估,并指导进气道可调楔板尺寸选取.考虑进气道附面层抽吸后,对来流在马赫数为1.6～4.0范围内,-2°,0°和+2°三种攻角下进气...     

高背压进气道中内外流耦合作用的大涡模拟

采用大涡模拟研究了出口堵塞比为50.8%的轴对称进气道流动,重点考察了内外流耦合作用下流动的非定常特性。采用国家数值风洞（NNW）工程仿真软件进行数值模拟,得到的壁面平均压力、瞬时压力分布与试验数据符合良好。分析表明：为匹配出口背压,进气道在喉道区域形成激波串结构,使内流道流场分为上游超声速区、中部激波串区以及下游亚声速区;在激波串区,剧烈的逆压梯度产生了分离激波、激波串、分离区及分离剪切层等复杂结构;伴随着激波串运动和边界层大尺度分离,进气道壁面压力出现宽频脉动特征。脉动压力的时空分布表明：内流道脉动压力以扰动波的形式传播,为此建立的声反馈模型能较好地预测亚声速区的主导频率。相关性分析表明：激波串运动受上下游流动耦合作用,其中,频率为St=0.7的运动主要受上游流动影响,频率为St=0.9的运动主要受下游压力扰动波影响。     

基于内收缩比可调的二元TBCC进气道风洞试验及起动特性分析

为拓宽进气道工作马赫数范围,结合型面变几何技术并充分利用迟滞回路效应的优势,基于外压缩面/喉道高度协同调节的二元TBCC进气道模型,采用数值模拟与风洞试验结合的方法,研究了马赫数为4.0的通流状态下进气道内收缩比（即改变喉道高度）增减对起动特性的影响。结果表明：当进气道处于不起动状态时,降低内收缩比使进气道肩部分离包被吞入继而实现再起动;结合纹影和沿程静压分布等分析,进气道入口波系在各内收缩比下与设计值相符,但内流通道的CFD结果与试验结果存在相对误差ε,且起动状态下的εq比不起动状态下的εb约低1.5%(εq<2.7%,εb<4.2%),表明采用的数值计算方法对于前体激波的预测较为准确,而对于不起动进气道内流静压预测存在误差;获取此类变几何进气道的迟滞回路特性,当内收缩比≤1.79时,进气道正常起动,当内收缩比≥2.54时,进气道不能正常起动,当1.79<内收缩比<2.54时,进气道的起动特性由初始状态和内收缩比的增减趋势共同决定。     

周期节流扰动下激波串振荡流动的数值模拟

基于动网格方法数值模拟并分析来流马赫数为6，二元进气道/隔离段构型在频率为50～500 Hz周期节流下的激波串振荡流动。结果表明：当节流比在0.2～0.32范围内周期变化时，隔离段出现与节流频率相同的激波串振荡现象。节流频率会影响激波串振荡幅度和壁面压强波动特性。50 Hz与100 Hz工况的激波串流向振幅相近，100～500 Hz范围内随频率增加，流向振幅从15.5 mm减小至10.8 mm。壁面压强随频率的变化规律更加复杂，以凹腔中部为界，其上游壁面压强时均值、均方差峰值整体随频率增加而降低，其中50 Hz工况唇口侧壁面压强均方差峰值可达21倍来流静压，但其下游壁面压强无明显规律。分析表明节流频率对激波串振荡的影响与节流扰动的传播时间相关，工程设计中需综合考虑构型与反压参数对激波串振荡的影响。     

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。     

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%.      

双弯曲入射激波的可控中心体内收缩基准流场设计

采用有旋特征线法设计了一种双弯曲入射激波的可控中心体内收缩基准流场,两道入射激波交于中心体起始点,入射激波和反射激波通过给定激波径向总压恢复系数分布进行反设计,壁面通过给定轴向马赫数分布规律进行反设计.该基准流场分为“三波四区”且压缩效率较高.基于该基准流场设计了圆形进口内收缩进气道并进行了黏性修正,数值计算结果表明:内收缩进气道设计点核心区的流场特征和激波形状与基准流场基本一致;在来流马赫数为4.0~7.0时进气道具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力,设计点喉道截面增压比和总压恢复系数分别为17.7和0.729;来流马赫数为5.0~7.0时内部总阻力系数变化平缓,从0.23下降为0.22.      

一种新型内乘波式进气道初步研究

提出了内乘波式进气道的设计概念。该进气道以内收缩锥轴对称流场为基础，采用流线追踪技术并截取激波面生成。它具有设计状态流量捕获能力强；三维压缩效率高；波系结构简单且无复杂角部流动，流动损失小等特点。采用该概念设计了来流马赫数6的内乘波式进气道，CFD计算结果显示：粘性对该类进气道设计具有较大影响，附面层的发展会使按无粘条件设计的进气道性能有所下降。尽管还没有进行粘性修正，在相同设计马赫数条件下，内乘波式进气道压比、流量系数和总压恢复系数等性能高于某典型侧压式进气道。     

带抽吸二元进气道/隔离段激波串振荡特性

针对抽吸缝作用下激波串非定常振荡的复杂流动问题,采用高速纹影结合壁面动态压力测量的方法,在马赫数6的激波风洞中研究了高马赫数二元进气道/隔离段中激波串的自激振荡特性。隔离段出口不同堵塞度的实验结果表明:在低堵塞度下,隔离段内的分离激波无明显振荡;在中等堵塞度25.3%～32.3%和高堵塞度35.3%～38.2%工况下,隔离段内产生非定常激波串,受到隔离段内预先存在的背景波系以及抽吸缝泄流作用的影响,分别出现大幅度低频振荡和小幅度高频振荡;而当堵塞度超过临界值后,激波串被推出进气道,出现不起动。在大幅度振荡模式中,上壁面大分离区周期性地形成和消失,下壁面的激波串前沿分离激波在抽吸缝后缘到隔离段出口之间大幅度振荡,其振荡主频约为280Hz～480Hz,并且随着堵塞度升高而降低;在小幅度振荡模式中,上壁面始终存在大分离区,下壁面的激波串前沿分离激波在抽吸缝附近小幅振荡,其振荡主频约为900Hz～1800Hz。两种振荡模式均给隔离段壁面带来严酷的脉动压力载荷。     

四段修型弥散反射激波中心体基准流场研究

针对高超声速内收缩进气道宽马赫数范围工作的要求,设计了一种四段修型弥散反射激波中心体基准流场,可明显提高基准流场来流马赫数高于设计点来流马赫数（6.0）时的压缩效率,巡航点（来流马赫数为7.0）出口总压恢复系数较下凹圆弧中心体基准流场提高了2.3%.此外,基于两种基准流场分别设计了圆形进口内收缩进气道并在来流马赫数为5.0~8.0范围内进行数值计算,结果表明:来流马赫数高于设计点来流马赫数时,四段修型进气道的压缩效率更高.有黏条件下,来流马赫数为8.0时二者的增压比近似相等,四段修型进气道喉道截面出口总压恢复系数相对提高了1.1%.      

一种高超声速二元混压式进气道的研究

 针对飞行马赫数为6.00的二元进气道模型开展了高焓脉冲风洞试验研究,分析了进气道在不设置反压和设置反压两种情况下的激波结构、内通道皮托压分布及隔离段出口的性能,并结合数值仿真分析了通道内的流场特性。研究结果表明:在无反压情况下,进气道内通道激波反射明显,靠近下壁面的皮托压值均低于其他测点,在隔离段出口截面,靠近侧壁皮托压有所降低;在一定反压条件下,结尾激波系上传至隔离段内,结尾激波位置不对称;堵塞度为62%的反压条件下,结尾激波系位于喉道位置,隔离段出口截面下半部分已经是亚声速流动;在来流马赫数Ma=6.07,迎角α=4.5°无反压情况下,隔离段出口总压恢复系数为0.477,平均马赫数为2.72,增压比为44,流量系数为0.81,表明进气道性能良好。     

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。     

高超声速咽式进气道起动特性研究

为了研究高超声速咽式进气道在非设计迎角以及低马赫数下的起动性能,利用流线追踪生成了设计马赫数Ma=7,具有8-7无粘基本流场（即俯仰平面内的斜激波由和自由来流呈8°夹角的斜压缩面产生;偏航平面内的斜激波由和自由来流呈7°夹角的斜压缩面产生）的咽式进气道,并对边界层修正前后的两种咽式进气道进行了数值模拟和高超声速风洞实验。实验观测和记录了各个来流条件下进气道模型唇口的激波系结构,测量了沿进气道模型上下壁面中心线从气流进口到出口的沿程静压分布。结果表明：迎角的增大和来流马赫数的减小都会对进气道的起动性能造成不利的影响,通过对咽式进气道进行边界层修正,可以提高进气道的总压恢复系数,减小内收缩比,从而扩宽进气道起动的马赫数以及迎角范围,对进气道设计有着积极的作用。     

激波串与进气道肩部分离泡相互作用

针对高超声速进气道激波串与肩部分离泡相互作用时的流动振荡问题，在来流马赫数为6的激波风洞中，采用高速纹影拍摄结合壁面动态压力测量，研究了有/无抽吸情况下激波串与肩部分离泡的相互作用过程。结果表明：当激波串前移至肩部附近时，有抽吸进气道也会产生大尺度的分离泡，进而有/无抽吸进气道内的激波串均会与肩部分离泡形成耦合振荡，并造成严重的脉动压力。在激波串的推动下，分离泡能够自由地越过肩部凸拐角，使得其自身的低频振荡特性能够显现。激波串内的压力波动会显著改变分离泡的形态，而分离泡形态的变化又会影响激波串内的压力，两者相互耦合从而维持这种低频振荡。无抽吸进气道具有相同的低频耦合振荡特性；而抽吸缝阻碍了上下游的信息传递，使得有抽吸进气道的分离泡低频振荡显著，而激波串振荡具有一定的宽频特性。经分离激波振荡范围和进气道入口速度无量纲后，有/无抽吸进气道低频耦合振荡的St均处于0.011～0.021，与经典分离泡的低频振荡特性相当。     

弯曲扩张段内激波串自激振荡特性

为了研究一种典型超声速进气道弯曲扩张段内流场结构及激波串自激振荡特性,采用数值模拟方法分析了扩张段出口反压对激波串振荡的影响规律及气流分离和激波串振荡的关系。结果表明:随着反压增大,激波串的大幅振荡和小幅振荡交错出现。当激波串头激波与背景激波相交时,激波串出现高频小幅振荡,振动频率大于900Hz;当激波串前缘点的位置处在扩张段上壁面背景激波反射点时,激波串出现低频大幅振荡,振动频率为200~500Hz;而处在扩张段下壁面背景激波反射点时,不会出现低频大幅振荡。激波串振荡频率与扩张段内部分离包变化频率相近,壁面形状和背景激波的逆压力梯度是激波串大幅自激振荡的影响因素。     

二元低音爆超声速进气道的流动特性研究

为了揭示低音爆进气道的特殊流动机理,设计了一种新型二元低音爆超声速进气道,其具有零度角唇罩和发散等熵压缩前体这两个典型特征,并通过仿真手段获得了其在典型状态下的流场结构和工作特性。结果表明:由于唇罩内侧倾角过大,在低来流马赫数下(Ma∞=1.8,2.0),低音爆进气道在口部产生了唇罩弯曲激波及相应的局部亚声速区,这一流动结构的存在使其在临界状态下的总压恢复系数与外压式进气道相比分别降低了2.3%和5.5%;而在高来流马赫数下(Ma∞=2.5),唇罩激波在肩部下游诱导出一个大的分离包,该分离包使得低音爆进气道的性能随下游堵塞度的变化变得敏感。由于本文设计的低音爆进气道外唇罩角为0°,其音爆水平与外压式进气道相比显著降低,其中其音爆在设计马赫数的通流状态下减小了98.6%。此外,进气道的音爆还与其工作状态相关,进气道的溢流程度越大、超声速来流的马赫数越低,音爆水平则越高。     

设计马赫数为5的一级二元混压式进气道典型状态下气动特性

对一种设计马赫数为5的一级二元混压式进气道再入大气层过程典型状态进行了仿真和风洞试验,得到了该进气道典型状态下的气动特性.结果表明:当来流马赫数高于设计马赫数（为5）时,进气道外压斜激波系提前汇合,与唇罩入射斜激波相互作用,产生了波-波干扰;尽管发生了流动分离,但当来流马赫数为7和6时进气道出口上游气流紊流度分别不超过3.337和3.256,且流道内动态压力信号的功率谱密度呈现白噪声特征,不会对发动机造成结构损伤.因此,对于宽来流马赫数工作范围的进气道来讲,为了提供足够的流量,可以适当降低进气道的设计马赫数.