一种乘波前体进气道的一体化设计及性能分析

采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(osculating inward turning cone,OIC)乘波体设计方法,发展了一体化密切内锥乘波前体进气道(osculating inward turning cone waverider inlet,OICWI)设计技术.基于一体化基准内锥流场和前体进气道设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道.采用数值软件对设计的乘波前体进气道进行了仿真分析,结论如下:①OICWI的设计是遵循气动原理的.②一体化密切内锥乘波前体进气道的前缘形状、内收缩比及出口参数可以根据需求定量准确设计.③理论设计结果和模拟结果吻合一致,证明设计方法是正确可靠的.④数值模拟研究结果表明一体化密切内锥乘波前体进气道具有较好的出口流场均匀度及较高的流量捕获率和较高的总压恢复特性.      

曲外锥乘波体进气道实用构型设计和性能分析

介绍了新型曲外锥乘波前体进气道(CCWI)的一体化设计方法,设计了理论构型并验证了设计方法。在几何参数约束下,获得了隔离段矩形出口,考虑前缘钝度及展向切除的乘波前体进气道构型。基于验证的数值仿真工具及计算网格策略,分析了几何切除及钝度和黏性对一体化构型性能的影响。在来流马赫数为4.0和6.0,迎角(AoA)在-4°~8°范围内,对设计的乘波前体进气道的基本性能进行了雷诺平均Navier-Stokes数值仿真,结果表明,该乘波前体进气道具有较高的流量捕获和总压恢复特性,隔离段出口参数满足超燃冲压发动机入口需求。该新型乘波前体进气道一体化方案及研究结果为一体化曲外锥乘波飞行器及一体化乘波推进流道的研究奠定了技术基础。     

密切内锥乘波前体进气道一体化设计和性能分析

采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone,OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(Os-culating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)一体化设计技术。基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道。采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合。粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀。     

密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究

介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道（Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI）的一体化设计方法,对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析,针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计状态无粘模拟结果一致,设计状态下的计算结果表明,前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率。试验研究结果表明,改型一体化前体进气道在马赫数5～7条件下顺利启动,流场波系及压力分布同数值分析结果吻合。     

展向截断曲面乘波压缩进气道气动布局

描述了所设计的展向截断曲面乘波压缩进气道.其特点是采用曲面乘波压缩前体,前体进气道压缩面基准流场由等熵压缩波轴对称流场组成,三维乘波面采用密切曲锥方法由前缘线各点流线跟踪拟合构成流面.乘波面根据飞行器和发动机的宽度要求进行了截断.数值计算和风洞试验结果表明:与相同几何收缩比的四波系压缩进气道相比,在马赫数为4.5时,曲面乘波压缩进气道流量系数提高12%,总压恢复系数提高39%;在马赫数为6时,曲面乘波压缩进气道流量系数提高4%,总压恢复系数提高50%.超然冲压发动机性能明显提高.      

黏性边界层修正对前体/进气道一体化乘波布局气动性能影响分析

针对基于流线追踪生成的乘波进气道在内流部分存在较大黏性误差的问题,以构建具有消波隔离段的内外流一体化乘波气动布局为目的,发展了一种多级波系锥导或吻切锥乘波体的边界层黏性修正方法.在基于特征线法的多级前体与截短Busemann进气道一体化乘波布局设计方法基础上,耦合了高超声速可压缩轴对称流动的冯?卡门动量方程积分方法,通过修正边界层位移厚度来提高黏性情况下与设计预期的吻合度.对修正前后的一体化乘波构型进行了设计状态下的流场对比验证以及非设计状态下给定马赫数和迎角范围下的气动性能影响分析.计算结果显示,设计状态下黏性修正构型的前体两级激波和入口反射激波位置与设计预期基本一致,消除了隔离段内多次反射激波,进气道流量比增加4.51％,出口总压损失减少8.23％;非设计状态下修正构型同样具备更强的来流捕获能力和更小的出口冲压损失.所发展的方法能够提升内外流一体化乘波布局设计方法的精度,适用于吸气式高超声速飞行器前体/进气道的精确设计.     

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。     

基于前体激波的内转式进气道一体化设计

在腹部进气的乘波前体/内转式进气道的一体化设计中,为使进气道捕获截面和唇口型线的形状与飞行器前体激波较好匹配,提出一种基于前体激波形状的一体化设计方法。首先,计算乘波前体流场并提取前体激波形状;其次,将进气道捕获型线（ICC）投影在前体激波曲面上,得到可全流量捕获的进气道唇口型线（IFCC）;再次,给定进气道基本流场的中心体轴线位置,确定基本流场的入射激波形状;然后,给定基本流场的沿程压缩规律,应用特征线法确定进气道的基本流场;最后,将ICC顺来流方向投影至进气道入射激波曲面上,经流线追踪和黏性修正得到最终的进气道型面。数值模拟结果表明,对于典型飞行器前体,在设计马赫数为7.0的条件下,应用该方法得到的进气道流量捕获系数达0.976,隔离段出口截面的马赫数、压比和总压恢复系数分别为3.17、38.9和0.487。     

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。      

进口轴向和水平投影同时可控的内收缩进气道设计

为了满足两侧进气布局高超声速飞行器乘波前体与进气道一体化设计要求,基于特征线法和流线追踪技术提出了一种进口轴向投影和水平投影同时可控的内收缩进气道设计方法。采用该方法设计了进口轴向投影和水平投影均为超椭圆的内收缩进气道并在设计点(马赫数为6.0）对其进行数值仿真验证。结果表明:进气道进口轴向投影和水平投影均符合预期设计。进气道能保持基准流场的波系结构和沿程压力分布,无黏时可以全捕获来流,喉道截面性能与基准流场基本相等。有黏时,进气道也具有较高的压缩效率,流量系数和出口总压恢复系数分别为0.96和0.56。因此,上述设计方法可行有效。