二维高超声速进气道设计优化

~~二维高超声速进气道设计优化@施磊$沈阳发动机设计研究所!沈阳110015 @董金钟$北京航空航天大学!北京100083~~~~1 Smart M K. Optimizaion of two-dimensional scramjet inlets, journal of aircraft. 1999. 2姜正行,等著．飞机内流空气动力学．北京：航空工业出版社,1989． 3潘锦珊．气体动力学基础．西安：西北工业大学出版社,1995．     

超声速无隔道进气道应用前景的初步研究

随着飞行速度的不断提高,工程中对飞行器包络约束和减阻减重提出了更高的要求,为满足当前工程应用中的迫切需求,以一有隔道进气道为研究背景,对无隔道进气道于超声速领域的应用前景进行初步探索。主要开展了传统和新型两型无隔道进气道的设计研究工作,通过数值计算的方法得到其气动性能和阻力性能的收益变化(传统无隔道进气道在Ma2.2～Ma3.5下总压恢复系数下降5%～7%,额定及超额定状态下减阻约13%～21%;新型无隔道进气道在Ma2.2～Ma3.0总压恢复系数下降2.8%～6.5%,Ma3.5下提升2%,Ma2.2～Ma3.5飞行器减阻约2%～10%),并对其工作机理及流场结构进行了详细的分析,以此给出了工程应用的合理化建议:(1)传统无隔道进气道应选取低马赫数作为设计点,避免其处于亚额定状态工作,以保证获取较好的阻力性能。(2)新型无隔道进气道适用于Ma3量级的超声速领域,具有良好的气动与阻力性能。     

V形前缘对激波入射边界层流动影响的数值模拟与分析

为指导V形溢流唇口下游的进气道内部流动分析，采用数值模拟开展V形尖前缘对二维斜激波入射平板边界层流动的影响研究。以气流偏转角6°的二元楔面为基准激波发生器，设计了展向气流收缩角α(0°~60°, 0°对应二元构型)的V形前缘构型，开展对比研究。结果表明，V形前缘构型使得激波入射位置沿展向不均匀、流动具有明显三维特征，并且干扰区壁面压强上升、分离区尺度明显增大。在α=0°~60°范围内，干扰区流动的不均匀程度、分离区尺度随α增大单调增加。进一步分析表明，V形前缘构型干扰具有中间平直、侧边斜掠的耦合入射特性，体现为对称面壁面压强符合自由干扰理论，侧边斜掠入射区参数符合斜掠干扰的锥形流特征。对比二元与α=45°构型的无粘模拟结果，V形前缘会诱导展向两侧对称的斜掠激波、并在对称面相互干扰产生平直的“桥”激波，这使得激波入射位置沿展向不均匀并偏向下游。其中对称面处平直入射激波压升比(2.49)高于二元构型结果(2.24)，侧边斜掠激波强度与二元构型基本一致。这些因素综合导致V形前缘构型的分离尺度增大。     

附面层吸入式进气道内流动损失特性

用数值仿真手段，对进气道内流总压损失采用逐段对比分析的方法，研究了附面层吸入式（BLI）进气道相对于常规S弯进气道的内流总压损失特性。结果表明：进气道出口马赫数不变，较低来流马赫数和较高来流马赫数工况下（方案对应马赫数0.3以下和马赫数0.6以上），BLI进气道产生的流动损失比常规S弯进气道的大，差量达2.4%；中等来流马赫数工况下（本文方案对应马赫数0.3与马赫数0.6之间），BLI进气道产生的流动损失比常规S弯进气道的略小，差量在0.3%以内；流动损失特性间的差异是由于BLI进气道进口前壁面与进口低能附面流改变了进口段流动特性、及在S弯管道内发展的综合作用结果。     

基于PNS算法的高超声速内转式进气道优化设计

为解决内转式进气道优化设计中计算代价过大的问题,将单次扫描空间推进PNS方程(SSPNS)应用于高超声速内转式进气道单目标及多目标优化设计。计算来流马赫数4.5,收缩比5设计条件下的构型,SSPNS与NS计算结果中,流场结构基本一致,出口截面总压恢复系数、压升及马赫数符合得较好,SSPNS耗时不到NS的百分之一,验证了SSPNS的可靠性及高效性。以总压恢复系数最大为目标,使用多岛遗传算法和非线性序列二次规划(MIGA+NLPQL)的单次组合策略及指针自动控制优化策略(Pointer-2)分别进行单目标优化,得到的最优值为0.530及0.559,较初值0.464提高14%和20%。Pointer-2计算次数少、计算结果优,说明该优化模型中Pointer-2具有更高计算效率和更强的全局探索能力。以总压恢复系数和压升最大为目标,通过多目标遗传算法进行优化,得到Pareto前沿,并拟合出具有工程价值的总压恢复系数与压升非劣解关系式。     

高超声速内转式进气道流动的壁面丝线显示

针对风洞实验观测高超声速内转式进气道内部流动困难,不易获得内流道三维激波/边界层干扰主导的复杂流场结构的问题,通过拓展壁面丝线流动显示技术的潜力,在Ma∞5.9激波风洞中,借助高速摄影实时拍摄丝线流谱,并结合纹影、壁面压强测量以及数值模拟分析,验证了丝线的动态响应特性,丰富了内转式进气道的观测技术,获得了进气道的流场结构。采用预设堵块实验方法,在激波风洞中考核了内转式进气道模型的自起动能力。结果表明,直径约为0.1 mm,长度约为15 mm的402号涤纶/棉缝纫线的跟随性较好,能够直观、动态地显示出壁面流动分离区的范围,为判断内转式进气道是否起动提供了依据。内转式进气道模型在实验条件下能够自起动,起动状态下进气道唇口附近的波系结构以及前体压缩面的丝线流谱和压力分布与数值模拟符合较好。     

内转式进气道/冯·卡门乘波体一体化设计方法

应用特征线理论设计了内转式轴对称基准流场以及外压缩轴对称基准流场，利用激波交线、流线追踪方法等相关技术提出了一种头部进气式的高超声速飞行器内转式进气道/冯·卡门乘波体一体化设计方法，并对生成的一体化构型进行了数值模拟及分析，数值结果验证了该方法的正确性和有效性。该一体化设计方法基本保留了内转式进气道的优良特性，并以高升阻比乘波体为原型构建较高升阻比的一体化构型，从流场耦合的角度出发为减弱机体与进气道之间复杂的波系干扰，实现飞行器内外流的完全耦合进行了探索。     

低速风洞进气道试验柱形分布式引射器优化设计

为适应低速风洞发动机进气道试验的大流量模拟的迫切需要，介绍了适用于4 m量级低速风洞的柱形分布式引射器的设计方案。通过ANSYS-CFX软件采用有限体积法对引射器内流场进行了数值模拟,重点优化了引射器的引射面积比、离散的喷嘴分布方式和喷嘴出口设计点总压、马赫数等参数。综合考虑引射器在风洞中的使用条件限制和吸入流量技术指标要求,完成了引射器设计。优化后的引射器方案解决了小体积、大吸入流量需求之间的矛盾。在FL-14风洞的验证试验表明,优化后引射器的最大吸入流量达到9.07 kg/s,满足4 m量级低速风洞进气道试验大流量模拟需求。     

进气道整流罩全尺度动态分离试验研究

进气道整流罩可以有效避免低马赫数飞行条件下进气道不起动的问题，在高速飞行器中得到广泛使用。整流罩分离过程直接关系到飞行器安全，在地面进行全尺度整流罩分离过程试验验证非常必要。利用JF-12激波风洞设备结构简单、尺度大和动压较高的优势，推导了适用于高速动态分离试验的相似准则，发展了高速分离轨迹观测技术、精确时序控制技术以及必要的风洞防护措施，建立了基于JF-12激波风洞的高速动态全尺度分离试验技术。利用该技术，针对配有进气道整流罩的飞行器前体，以50kPa动压试验条件实现了高动压（100kPa）条件下的动态分离轨迹模拟。     

吸气式飞行器进气道唇口三维激波/激波干扰

对吸气式飞行器进气道唇口处三维曲面激波/弓形激波干扰流场进行数值模拟,利用典型三维气动干扰试验对采用的数值计算方法进行验证。利用拼接网格技术及逆距离加权插值方法获得入口处流场的非守恒变量,作为激波干扰研究的入口边界条件。数值模拟表明,唇口处激波干扰流动的三维效应十分显著,曲面激波与弓形激波产生斜交,尽管唇口前缘半径很小,但Edney提出的6类激波干扰类型可能沿唇口展向方向同时存在；第Ⅲ和Ⅳ类激波/激波干扰的诱导使得唇口热流分布异常严酷；激波相交处形成斜向“伤疤”状局部高热流条带,峰值热流达到参考热流的4~6倍,可能引起唇口结构的局部烧蚀或破坏。