短舱进气道热气防冰系统传热特性研究

为了研究短舱笛形管热气防冰系统中防冰腔设计参数对进气道唇口表面传热特性的影响，进行了不同设计参数下进气道防冰腔内外流域和固体域的耦合仿真传热计算。分析得出了不同射流孔孔径和射流孔到进气道前缘表面的距离等参数对进气道唇口表面的温度、对流换热系数和Nusselt(Nu)数分布的影响。分析结果表明：射流孔直径和射流孔到唇口表面距离在一定的范围内，进气道蒙皮表面温度和对流换热系数随射流孔直径的增大而升高，随中间排射流孔到唇口表面距离的减小而升高。     

采用几何方式组合壁面压力/马赫数分布的弯曲压缩面

根据给定壁面参数分布规律反设计压缩面的方法,通过几何方式组合研究了壁面采用压力/马赫数复合分布规律的弯曲压缩面,分析了压缩面的参数分布和性能特点.在与参考二维进气道相同约束条件下,将弯曲压缩面应用于二维进气道,分析了其性能并与参考二维进气道进行了对比.数值研究结果表明:几何方式组合能充分发挥壁面按单一参数设计所得弯曲压缩面的优势,使壁面参数分布得到有效改善并趋于更加合理.同参考二维进气道相比,几何方式组合进气道的外压缩面长度有所增加,但在来流马赫数在4~6范围内它的喉道总压恢复系数均得到显著提高.来流马赫数为6时,几何方式组合进气道的喉道总压恢复系数提高10%;来流马赫数为4时其喉道总压恢复系数提高9.6%.     

飞机进气道/ 发动机台架联合试验及匹配特性研究

为了确定发动机地面装机条件下的进气畸变大小,对1种全尺寸进气道与发动机地面台架开展进发联合试验研究。试验速度条件为飞机静止状态,对应飞机迎角为0°,马赫数为0。参试进气道为2元外压式超声速进气道,参试发动机为大推力双转子带加力涡轮风扇发动机。采用地面台架联合试车的方法,获得了不同进气道条件下的进发匹配特性数据,包括在发动机不同工作转速下进气道出口流场的稳态总压特性、动态畸变特性等参数,并与进气道缩比模型风洞试验结果进行了对比分析。结果表明:全尺寸进气道的出口畸变随发动机空气流量增加而增大,与风洞试验结果一致,但防护网对于畸变的影响效果相反。     

扩压式双S隐身进气道设计和流场分析

采用扩压式双S隐身进气道能够提高飞行器的隐身特性和综合性能。针对保形短程、高隐身、大偏距的亚音速隐身无人机进气道,以保形入口、中间控制面和出口截面为约束并结合多项式对中心线和面积、截面形状进行控制,实现对保形进口截面形状和弯曲形式复杂的双S隐身进气道的快速设计;在此基础上,研究中心线曲率、面积分布和中间截面形状等参数对进气道性能的影响。结果表明:双S进气道流场特性复杂,第二S弯处顶部的分离和空间二次涡引发的流场畸变的综合控制是设计的重点,通过截面参数约束并结合多项式能够对双S进气道内的流场品质进行控制;在中心线曲率、扩张角和多项式参数等配制上应该朝利于第二S弯流场稳定的方向靠近。     

超声速双侧二元进气道在侧滑状态下的再起动特性数值研究

针对冲压发动机燃烧室压强过高导致进气道不起动的问题，对一种双侧布局的超声速混压式二元进气道的再起动特性开展数值研究，获得了小侧滑角下迎、背风侧进气道的再起动特性。结果表明:对于双侧布局的进气道，其再起动出现了明显的回路迟滞现象，且在小侧滑角下，迎、背风侧进气道的再起动流态出现了明显的不对称性，在不起动及再起动的过程中会出现单侧进气道不起动的现象。比较发现:迎风侧进气道较背风侧进气道更容易出现不起动，且其实现再起动更为困难。通过对比不同背压峰值作用下的进气道再起动特性发现，当进气道背压峰值大于进气道不起动背压时，进气道的再起动背压值不随着背压峰值的增大发生变化，但进气道会发生倒流，形成反向冲量，导致内阻急剧上升，发动机工作性能恶化。      

进、排气壳对全流道大膨胀比涡轮性能影响研究

进、排气系统对涡轮级的性能影响鲜有研究,本文针对增压器涡轮,采用数值方法对全流道大膨胀比跨声速涡轮与进、排气壳进行耦合计算,探索进、排气壳耦合对涡轮级的性能参数影响,结果显示进气壳主要影响静叶10%叶高与50%叶高前缘来流气流角周向分布,静叶排会减弱进气壳带来的参数周向不均匀性,排气壳主要影响动叶尾缘0°与180°周向位置总压与静压分布,进、排气壳耦合涡轮级总静效率比均匀边界涡轮级下降0.25%。     

基于Busemann压升规律的可控消波内转基准流场设计

通过将经典Busemann设计方法和特征线反设计方法相结合，实现了对基准Busemann流场的气动截短，构建了一种具有基准Busemann流场截短压升规律的可控消波内转基准流场.通过数值模拟对可控消波内转基准流场及其追踪得到的“糖勺”型进气道进行了无黏验证分析.结果表明:特征线和CFD计算结果相吻合，可控消波内转基准流场设计合理可行.该基准流场继承了Busemann设计方法的高效压缩特性，且反射激波得到有效控制，基本实现消波，性能优于传统的截短Busemann流场.在设计点马赫数为7条件下，喉部截面参数均匀，增压比为18.32，总压恢复系数为0.878，压缩效率为0.936，隔离段内几乎无损失,出口气流匀直，气流角均在±0.4°以内.流线追踪得到的“糖勺”型进气道出口形状更加饱满，流动特征与可控消波内转基准流场基本一致.      

吸气式高超声速飞行器前体/进气道一体化设计与试验

针对吸气式高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的问题，以总体指标为约束，采用数值设计手段开展了前体/进气道一体化设计，并对高超声速飞行器进行测压/测力试验，考核了前体/进气道的一些主要性能，结果表明:①设计状态下，数值计算结果表明前体/进气道性能符合总体指标要求，设计手段有效；②数值手段模拟结果和风洞试验结果吻合良好，流量系数最大误差为4％，总压恢复系数最大误差为42％，数值算法有效；③前体/进气道的附加阻力随来流马赫数的增大而减小，0°攻角下，在来流马赫数为4时，附加阻力占总阻力的172％，在总体设计时应予以考虑；④在进行吸气式高超声速飞行器通流测压/测力试验设计时，应充分考虑进气道不起动的试验预案，防止由于进气道不起动导致整个试验的失败.      

捕获型线对内转式进气道外压段几何与气动特性的影响

以直内收缩锥流场为基准流场，构建了一套内转式进气道外压段的设计与性能快速分析程序.进而以矩形捕获型线为例，研究了决定捕获型线形状、位置的3个参数(中心距、旋转角和宽高比)对进气道外压段几何与气动特性的影响，将捕获型线为矩形、带圆角矩形及圆形时的外压段进行了对比.结果表明:捕获面平均半径是可作为评价外压缩段设计的一个重要几何参数，平均半径越大，总压恢复系数越高；对于矩形捕获型线而言，当中心距增加时，前缘长度、弧长、湿润面积单调增加，外收缩比单调减小，而旋转角和宽高比对外压段几何参数的影响比较复杂；在矩形捕获型线的3个参数中，中心距对总压恢复系数的影响最显著.此外，当捕获型线的中心距与面积保持不变时，圆角半径对外压段几何与性能参数影响不大.      

溢流槽对二元高超声速进气道性能的影响研究

首先对澳大利亚HyShot计划进气道模型进行了数值模拟，得到了设计状态及非设计状态下的流场特征，以及进气道性能随来流马赫数的变化规律。根据分析，提出了在二元高超声速进气道内压段开设溢流槽的设计思路，设计了工作马赫数4.0～6.0范围的二元高超声速进气道，并给出了通过抬高或降低原设计槽口高度得到的两种新的开槽方案进气道的物理模型。通过数值模拟，结果表明：溢流槽有效改善了进气道的性能，拓宽了进气道的工作范围，槽口高度的不同对进气道性能有相当大的影响。