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。     

定几何二元倒置“X”型混压式超声速进气道数值仿真与实验验证

针对一种定几何二元倒置"X"型混压式超声速进气道开展了数值仿真研究, 结果表明:随着来流马赫数的增加, 进气道总压恢复系数下降, 而流量系数却先上升, 在设计点达到最大值后下降.当攻角变化时, 小攻角α<6°时迎背风两侧进气道总压恢复系数虽有下降但变化幅度不大, 对于流量系数, 在小攻角α<6°下背风侧进气道高于迎风侧进气道, 但两侧总的流量随攻角变化不大;在大攻角状态下(α=6°～9°), 背风侧进气道总压恢复系数和流量系数均下降剧烈, 而迎风侧进气道总压恢复系数虽然下降但流量系数却有上升.同时, 与实验结果对比表明, 两者规律趋势一致.      

流线追踪Busemann进气道马赫数3.85实验研究

为了研究流线追踪Busemann进气道在低马赫数来流条件下的起动性能、总体性能以及抗反压能力, 对设计马赫数5.3、收缩比CR=5的6°截短后的流线追踪进气道进行了马赫数3.85风洞实验.结果表明:该进气道在马赫数3.85来流条件下能够自起动;进气道流量系数为0.83, 出口总压恢复0.78, 马赫数2.01, 增压比11.92;进气道能够承受的最大反压为34倍的来流静压.      

带放气槽的定几何二元倒置“X”型混压式超音速进气道实验研究(英文)

针对一种带放气槽的定几何二元倒置"X"型混压式超音速进气道进行了风洞吹风实验。结果表明:随着来流马赫数的增加,进气道总压恢复系数不断减小,流量系数却先增加,在设计点达到最大值后减小;当攻角变化时,两侧进气道变化各异,在小攻角α≤60时,随着攻角的增加,迎背风两侧进气道的总压恢复系数均有所下降,但背风侧进气道总压恢复系数高于迎风侧进气道,在流量系数方面,背风侧进气道先增加后减小,而迎风侧进气道一直保持缓慢下降,但两侧总的流量保持变化不大,在大攻角(α=60-90)状态下,背风侧进气道总压恢复系数和流量系数均下降剧烈,而迎风侧进气道总压恢复系数下降但流量系数却有所上升;同时,通过与不带放气槽进气道的速度特性以及反压特性对比发现,放气槽的存在不但增加了进气道的稳定工作范围,而且对进气道在高马赫数下性能的提高也大有裨益。本文为倒置"X"型进气道的设计、改进提供了实验依据。     

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.      

抽吸对方转圆内收缩进气道性能的影响

针对马赫数可控的方转圆内收缩进气道设计了抽吸方案,并通过风洞试验和数值仿真手段研究了其对进气道性能的影响,获得了进气道设计点的工作特性及自起动性能。试验结果验证了抽吸对提升内收缩进气道性能的有效性：在顶板下洗气流集中区域开槽减小了出口涡流区以及提高了抗反压能力,相对原型进气道,设计点（Ma=6.0）放气流量为0.99%的实际捕获流量时出口总压恢复系数提高了3.8%,临界反压从135倍来流静压提高到了150倍。此外,在顶板分离区开槽可以提高进气道的自起动能力,Ma=5.0,攻角AOA=4°时实现了自起动,此时放气流量为0.78%的进口捕获流量,起动后出口增压比和总压恢复系数分别为30.6和0.600。     

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。     

超声速铲形进气道数值计算及试验研究

为了研究超声速铲形进气道的气动特性,针对固定几何超声速铲形进气道,利用数值仿真计算及风洞试验,获得了来流马赫数Ma∞=2.5,3.0,3.5,4.0,攻角α=-6°,-3°,0°,3°,6°,8°以及侧滑角β=3°,6°的临界性能。研究结果表明该超声速进气道具有良好的攻角特性,随着攻角的增加,总压恢复系数和流量系数增加;6°侧滑角以内进气道总压恢复系数和流量系数变化量很小。该进气道与飞行器前体一体化设计,能够很好地适应大空域、宽马赫数范围工作需求。     

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。     

双模态冲压发动机高超进气道的实验研究

设计了侧压角为6°,后掠角45°,斜楔板压缩角分别为4°和8°的两套带隔离段的高超三维侧压式进气道,通过风洞实验研究了来流马赫数、出口反压、斜楔板压缩角以及隔离段等对进气道性能的影响.实验结果表明,在高来流马赫数及较小的斜楔板压缩角时,进气道的流量系数、总压恢复系数较高.总增压比在不同斜楔板压缩角时基本保持不变.     

双下侧布局带泄流腔二元进气道试验

针对一种双下侧布局带泄流腔的二元进气道进行了试验研究.试验时,来流速度范围Ma=2.0～3.5,姿态角范围为α=-4°～10°,β=0°～4°.试验获得了进气道的反压特性曲线、速度特性曲线、迎角特性曲线和侧滑角特性曲线.分析表明,随着来流速度和迎角的增加,进气道的流量系数先增加,在设计点达到最大,之后由于弹身头部激波的影响略有减小.侧滑时两侧进气道气流状态不同,工作范围由性能较低的迎风侧进气道来决定.另外,通过分析进气道的沿程静压分布曲线,说明泄流腔结构能使结尾激波停留在泄流腔边缘,扩大了进气道的工作范围.      

曲锥前体/三维内转进气道一体化设计与分析

对圆锥流场在不同攻角条件下的气动特征进行分析,以流线追踪技术为基础,发展了一种曲锥前体/三维内转进气道一体化设计方法,获得了三个几何参数对一体化方案外形和性能的影响规律。研究发现,三维内转进气道侧壁外扩角对进气道流量捕获系数影响明显,而捕获形状圆心角对进气道的影响主要表现在几何特征上。此外,进气道流量捕获系数随外压缩段总长度的增大而减小。基于对捕获形状的研究,设计了一种曲锥前体/三维内转进气道,并通过数值模拟对该方案进行研究。结果表明:在设计点来流马赫数为6.0时,该方案进气道流量捕获系数能够达到0.93,且具有0.61的总压恢复系数;在非设计点来流马赫数为5.0时,流量捕获系数能够保持在0.86,总压恢复系数为0.77。      

强制转捩对高超声速进气道性能影响

针对一个高超声速进气道,设计了不同高度的钻石形和斜坡形转捩带,在来流马赫数为6,攻角为1°工况下,通过风洞试验与三维数值模拟相结合的方法,研究了转捩带对进气道壁面热流密度、压强、隔离段入口处总压和马赫数分布的影响.数值计算与风洞试验在壁面压强、进气道总压和马赫数上吻合较好,在壁面热流密度上相差约35%.研究结果表明:钻石形和斜坡形转捩带都可以有效地实现强制转捩.此外,随着转捩带高度的增加,转捩区域逐渐前移,直至转捩带后缘.对于已经起动的进气道,转捩带对进气道下壁面静压几乎不产生影响,但会使得隔离段下壁面附近的总压和 马赫数有所下降,从而导致从隔离段入口直至整个隔离段的质量加权总压和流量均下降3.5%左右,而质量加权马赫数的下降量则并不明显,在1%左右.      

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。     

民用飞机进气道低速大迎角性能风洞实验和数值计算分析

为了研究民用飞机进气道在起飞低速大迎角状态下的流场特征和性能,对设计马赫数为0.785的进气道进行了风洞实验和数值计算,来流马赫数为0.2,迎角变化范围为0°~25°,流量系数范围为0.29~2.07。研究结果表明：在起飞工况条件下,进气道正常工作迎角范围可达到25°;在起飞单发失效工况条件下,进气道外罩上流动分离迎角在13°~16°;在大迎角工作条件下内流未产生分离时,出口气流畸变受发动机流量变化影响较小。通过研究结果分析了进气道在低速大迎角状态下的流场特征及其随迎角、流量的变化规律。数值计算和风洞实验结果的对比表明,在没有流动分离时两者基本一致;但是对于外流分离迎角的预测,两者有3°差异,表明风洞实验依然是考核进气道性能的必要手段。     

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.      

TBCC进气道涡轮通道扩张段设计及涡轮模态特性

采用拓展中心线、不同的流通截面面积变化规律和倒圆半径变化规律对内并联型TBCC（turbine based combined cycle engine）进气道涡轮通道扩张段进行了设计.通过数值模拟的手段,对涡轮通道扩张段设计参数的影响规律和涡轮模态下涡轮通道扩张段的气动特性进行了研究,并利用高速风洞试验结果对数值模拟方法进行了验证.研究结果表明:中心线控制点纵坐标在1.50~2.25、涡轮通道扩张段出口等直段长度与出口直径比值在0.3~0.7的范围内取值时,涡轮通道扩张段可获得较高的出口总压恢复系数和较小的出口总压畸变指数;采用前急后缓的流通截面面积和倒圆半径变化规律能使涡轮通道扩张段获得较小的出口总压畸变指数;随着飞行马赫数的增加,进气道和涡轮通道扩张段的流量系数先不断减小,在飞行马赫数为0.9附近达到最小,之后又逐渐增加,涡轮通道扩张段出口总压恢复系数不断升高,在飞行马赫数为0.7附近达到最大,之后又逐渐降低;涡轮模态下,涡轮通道扩张段出口总压畸变指数均小于0.5,能很好地满足涡轮发动机对进口流场的要求.