基于马赫数分布规律可控概念的高超声速内收缩进气道设计

提出了一种高超声速内收缩进气道设计方法.在壁面马赫数分布规律给定的前提下,通过有旋特征线法反设计出轴对称基准流场,采用流线追踪技术来生成进气道的无黏型面并通过黏性修正得到进气道最终构型.对相同约束条件下设计的几种典型马赫数分布规律的基准流场进行对比分析,选取了反正切马赫数分布规律设计基准流场进而生成一种圆形进口的高超内收缩进气道,数值仿真结果显示:这种进气道具有良好的流量捕获特性和较高的压缩效率,表明提出的设计方法可行,拓宽了基准流场的选择范围,值得进一步深入研究.      

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。      

采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究简

 由于新型变中心体基准流场具有压缩效率高、反射激波弱的优点,采用该基准流场设计了矩形转圆形内收缩进气道,在设计点马赫数Ma=6.0进行了风洞试验研究。试验中得到了进气道压缩面的沿程压力分布、隔离段出口皮托压分布等参数。通过和数值模拟对比分析,结果表明：进气道外压段的压力分布明显具有先增大后减小的特征,内压段的压力分布具有两级爬升的特点,且压升较小,流场结构较好。由于内压段流场激波强度弱,进气道总压恢复系数较高,达0.518,并产生了52倍的增压比,其抗反压能力在144倍以上。试验研究表明,采用新型变中心体基准流场能改善矩形转圆形内收缩进气道的内压段流场及隔离段流场,并能有效提高进气道的总压恢复系数。     

利用COSMIC数据研究顶部电离层O+扩散流的统计特征

从等离子体运动方程出发, 利用COSMIC星座的掩星数据, 借助相关经验模式, 计算了太阳活动低年顶部电离层O+场向扩散速度和扩散通量, 并分析了其全球分布和日变化特征. 结果表明, 白天等离子体扩散速度的方向随高度增加由向下(极向)逐步变为向上(赤道向), 方向转变的高度一般在hmF2+80 km以下. 在白天较高高度, 南北磁纬10o ~20 o存在着向上方向的最大扩散速度和扩散通量; 而在夜间, 南北磁纬30o~40 o存在向下方向的最大扩散速度和扩散通量. 在分点, 南北半球的扩散通量和扩散速度大致对称; 而在至点, 扩散通量存在着明显的南北半球不对称现象. 另外, 不同纬度的扩散速度有着不同的日变化特征.      

航空声学引导风洞收缩段边界层修正的数值模拟和实验研究

根据数值分析得到的低速风洞收缩段边界层位移厚度分布通用曲线,针对航空声学引导风洞收缩段,推导得出收缩段边界层位移厚度分布曲线,并对收缩段型面进行修正设计,给出了修正前后的型面坐标偏差,设计加工了试验件,并进行了收缩段修正前后流场的数值模拟和实验验证。数值模拟结果表明:尽管航空声学引导风洞收缩段的边界层很薄,最大位移厚度只相当于试验段水力直径的0.5%左右,但修正效果明显。对于开口和闭口试验段流场,在收缩段型面设计时考虑粘性影响,进行边界层修正,均可显著降低试验段的动压场系数;减小气流偏角,提高试验段流场品质,有利于风洞部段的精细化设计。收缩段型面出口由于逆压梯度的存在,壁面速度过冲,气流均匀性较差,但进入平直段后,动压不均匀度及气流偏角迅速下降,因此收缩段后16.7%长度的平直段对于改善试验段流场品质很关键。在航空声学引导风洞上,采用移测架、皮托管和热线风速仪进行了修正前后收缩段、试验段动压和速度值测量,测量结果也验证了边界层修正的效果,而且实测的边界层位移厚度与理论推导值吻合。根据测量的收缩段内和出口的边界层速度分布,计算边界层位移厚度、动量损失厚度和形状因子,并据此判定,航空声学引导风洞收缩段内的边界层流动保持层流状态,未发生层流到湍流的转捩。     

XTER内收缩组合进气道设计理念及气动特性

组合循环发动机的进气道特性是决定整体方案可行性的关键因素之一。本文针对XTER(Xiamen Turbine Ejector Ramjet)组合动力总体需求，详细梳理了XTER内收缩组合进气道的设计理念及设计要素，在此基础上重点分析了该组合进气道的流动结构及特性规律。结果表明，XTER组合进气道各设计要素及设计约束相互耦合，分流调节机构是组合进气道设计的核心，其设计难度高且使设计要素的相互制约问题更为突出。在全速域马赫数0～6范围内，XTER内收缩组合进气道的流动结构差异显著，但总流量系数均维持在0.75以上，有效保障了组合发动机的流量捕获，且分流调节机构能够实现模态转换过程中流量的平稳过渡。在马赫数2.5涡轮-引射亚燃模态转换过程中，引射亚燃通道及超燃通道总压恢复均稳定上升，在模态转换完成时总压恢复均接近或超过0.85。在区间马赫数3～4.5的引射亚燃-超燃模态转换过程中，进气道总流量系数由0.81提升至0.90，引射亚燃通道在前62.5%的进程中保持较高的总压恢复性能，表明该通道在前半程的模态转换过程中仍具有较强的工作能力。综合来看，XTER内收缩组合进气道的气动特性能够满足动力方...