弯曲激波压缩曲面的二元高超声速进气道研究

以弯曲激波压缩面设计的二元进气道具有较短的长度和较高的性能,研究了以等压力梯度弯曲激波压缩曲面设计的二元进气道一般性能,并以部分等熵压缩前楔板设计的二元进气道的一般性能与之作对比,以探讨前者在Ma 4～7高超声速范围进气道的外压缩面设计上的应用。对以等压力梯度设计的型面开展分析,进行了2D粘性计算并获得了稳定流场,显示进气道有较高的压缩效率。在相同总折转角条件下,通过对比不同起始角方案的进气道总压恢复和长度比,前楔板起始角不宜超过7°,进气道长度比可缩短约10%。在对比计算等压力梯度设计的进气道与部分等熵压缩进气道后,认为前者总压恢复性能要下降3%～5%,但激波封口设计点可以适当提前。最后尝试以流线追踪法扩展到三维乘波前体,在设计点附近获得平直的激波面,显示具较好的乘波特性和二元流动特征。      

弯曲激波压缩型面的设计及数值分析

分别采用等压缩角和递增压缩角的小折线构成压缩型面。研究了二维均匀超声来流流过压缩面时的波后超声流场,结果表明,该方法能够形成弯曲激波且波后气流沿流向的壁面静压近似为等压力梯度,其等压力梯度程度取决于各小折线压缩角的配置。采用该方法生成的曲面压缩型面进气道附面层稳定性好,优于常规的平面压缩进气道。与二维常规平面压缩进气道相比,设计工况下,性能相当;非设计工况下,性能优于二维常规平面压缩进气道。     

高超二元曲面压缩进气道前缘激波特性分析

不同的二元进气道前缘激波压缩方式直接影响进气道性能参数,尤其是流量系数。详细分析研究了两种类型的高超二元曲面压缩进气道前缘激波随攻角和来流马赫数变化的特性。计算结果显示,对于初始楔加等熵压缩的二元曲面进气道,在给定的初始楔角下,随着进气道攻角的增大前缘激波与压缩面之间的夹角先减小后增大,随着来流马赫数的增大,前缘激波与压缩面之间的夹角减小;而对于等压力梯度分布控制的弯曲激波压缩二元曲面进气道,随着进气道攻角或来流马赫数的增加,前缘激波与压缩面间的夹角都增大。通过理论和计算分析表明,是斜激波与马赫波不同的相交模式造成了两种曲面压缩进气道的前缘激波随进气道攻角和来流马赫数变化的特性不同。      

高超弯曲激波二维进气道初步研究

研究了一种压升规律的曲面压缩面,设计了高超弯曲激波二维进气道,并用数值模拟手段对该进气道和同等条件下的常规高超二维三楔进气道、楔+等熵进气道的性能进行了比较.数值模拟表明:通过给定合理压缩面压升规律来设计压缩面并改善压缩面附面层稳定性是可行的,弯曲激波二维进气道的长度比同等条件下的常规二维三楔、楔+等熵进气道分别缩短12%和10%,并且对来流 Ma 变化不敏感,综合性能优势明显、应用前景大.      

二维超／高超声速进气道流场数值模拟

对超／高超声速三级压缩进气道流场进行了数值模拟,来流马赫数为4、6,进气道内流动为层流状态,根据二维Navier-Stokes方程,采用二阶精度Roe格式进行离散。按照流场特点,合理地设计网格分布及调整不同黏性范围的熵修正,防止了壁面附近过大的数值耗散,使计算结果更加合理。在进气道模型的各级压缩折转角处,获得了清晰的激波结构,在进气道内部的各种波系的相交、反射和激波诱导的边界层分离等现象都得到合理的描述。计算得到的压力分布,在各级压缩斜板上同简单波理论结果十分接近。用本文方法计算了另一个二级压缩进气道,沿上、下壁面的压力分布与试验比较符合得较好。     

马赫数分布可控的二元高超弯曲压缩面优化设计

针对一种马赫数分布可控的二元高超弯曲压缩面进行参数化研究,获得其设计参数对压缩面性能的影响规律,在此基础上建立多项式响应面代理模型并进行多目标优化,基于优化结果设计了二元弯曲激波进气道,并与同等约束条件下的三楔进气道进行比较。结果表明:压缩面初始压缩角θ与马赫数梯度函数中的设计参数md1,C对压缩面性能影响最为显著;Ma∞=4.0时弯曲激波进气道流量系数达0.769,与三楔进气道相比,在Ma∞=4~7工作范围内的流量捕获能力相当,但其喉道、出口截面的总压恢复系数均高于三楔进气道,在Ma∞=4,6,7工况下,喉道截面总压恢复分别有6.5%,8.4%和10.7%的提高。     

高超声速飞行器进气道压缩面逆向设计方法

针对高超声速飞行器进气道压缩面问题,首先研究了激波理论的逆向算法,以此为基础提出了进气道的等强度和等熵压缩面的逆向设计方法,并采用此方法设计了以进气道出口气流参数为设计参数的高超声速飞行器进气道压缩面,然后对两种压缩面进行了性能分析和数值仿真.结果表明:通过逆向设计方法设计进气道压缩面是可行的,其相对于传统方法耗时大大减少;理论计算表明相同设计条件下两压缩面几何参数基本一致,而来流参数也基本不变,设计点下等熵压缩面总压恢复系数高出等强度压缩面6.3%.数值仿真验证了该方法的可行性并研究了非设计状态下两种压缩面的各项性能参数,同时对比了不同马赫数下进气道内部波系分布和气流均匀性.      

三级压缩楔前缘半径对壁面静压及热流分布影响研究

为了研究三级压缩楔前缘半径对壁面静压和热流分布的影响,在0.6m激波风洞上开展了试验测量,模型长约0.6m前缘半径为0mm3mm试验名义马赫数为5.98。研究结果表明,试验得到的壁面静压和热流数据重复性很好。采用Fluent软件进行了二维和三维流场参数辅助模拟分析,三种不同湍流模型获得的壁面静压分布差别不大,均与试验结果吻合较好;不同湍流模型获得的壁面热流分布差异较大,采用标准k-ε模型得到的结果与试验吻合较好。试验和数值模拟结果均表明,在第二和第三压缩面上,经过激波后,壁面静压逐渐上升到一个压强平台;壁面热流逐渐上升到一个局部极大值,然后在同一压缩面持续下降。随前缘半径增加,壁面静压和壁面热流整体减小,压强平台值和热流局部极大值也减小,而达到压强平台和热流局部极大值需要的长度增加,显示激波边界层干扰影响区域增大。     

某典型二元高超声速进气道内二次流分析

对某典型二元高超声速进气道三维流场进行了数值分析，将固壁面压力分布的计算结果与试验结果进行了比较，二者吻合较好，表明数值模拟方法正确，结果可信。分析了高超声速进气道流场的波系结构以及进气道(含隔离段)内二次流特征。给出了外压缩波系下的角涡的形成和发展规律，在侧壁与压缩面相交角区形成为逆时针方向角涡，角涡的形成、发展与近壁激波／侧壁附面层干扰以及压缩面有关。分析了隔离段中的激波的反射状况，提出了隔离段二次流的形成和发展规律以及影响因素。在隔离段进口附近存在一分离区。隔离段内二次涡的形成、发展和消失由上下壁面的压差，激波的移动方向(波后气流的横向流动)等决定。研究还表明对于高超声速进气道即使是二元进气道，也要关注二次涡的存在和发展。     

弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性研究

为研究内转式进气道前体压缩激波与机体边界层之间的弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰现象,对矩形捕获型线、直母线圆锥基准流场生成的内转式进气道压缩型面进行简化,并利用数值仿真方法对简化模型进行计算,分析并对比了非耦合和耦合情况下弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性.结果表明:非耦合模型所形成的分离区呈弯刀形,分离区...     

基于弯曲激波压缩系统的高超声速进气道反设计研究进展

总结了近十年来弯曲激波压缩研究的主要成果。提出了弯曲激波压缩系统的新概念,即利用特殊设计的楔形弯曲压缩面或空间弯曲压缩面,产生一系列与前缘弱激波相互交汇或叠加的压缩波系,从而使前缘激波弯曲,形成特殊的弯曲激波,它与波后的等熵压缩波来共同完成对气流的压缩。在此基础上,实现了由给定出口气动参数的超声速内流道反设计,实现了由给定压缩面压力分布和给定压缩面马赫数分布要求的型面反设计,实现了由给定激波波面的压缩型面反设计。研究证明,弯曲压缩面-弯曲激波压缩系统具有良好的综合气动性能,为高性能高超声速进气系统的气动设计提供了一种全新的设计方法。     

高超声速内收缩进气道轴对称基准流场改进

针对轴对称基准流场中前缘曲激波靠近中心体的部分激波强度过大现象,基于马赫数分布可控反设计方法,将这道前缘曲激波分解为一道较弱弯曲激波和部分等熵压缩波,改进的基准流场存在“四波四区”结构且压缩效率明显提高.基于该改进的基准流场和常规“两波三区”基准流场分别设计了圆形进口的内收缩进气道并对其流场特点和性能进行数值研究.结果表明:改进的进气道的流场能较好保持基准流场的特点;在来流马赫数为4.0~7.0范围内具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力,设计点的出口压比和总压恢复系数分别为17.56和0.540;改进的进气道采用来流马赫数从高到低前缘弯曲激波和汇集的等熵压缩波依次封口的设计概念,在提高流量捕获能力的同时减小了总压损失,总体性能优于常规进气道,来流马赫数为7.0时总压恢复系数相对提高了23.6%,来流马赫数为4.0时流量系数相对提高了5.7%.      

不同波系配置的鼓包压缩面引起的激波/边界层干扰特性

为了对不同波系配置的鼓包压缩面引起的锥形激波和来流边界层干扰的流场特性进行对比分析,分别以总偏转角相同的单锥、双锥和等熵锥等3种外锥流场为基准流场,在来流马赫数为2.0的条件下,采用流线追踪法设计了3种鼓包压缩面。在此基础上,采用数值仿真的方法对这3种鼓包压缩面在不同马赫数下的三维激波/边界层干扰流场进行了对比分析,结果表明:相比于单锥鼓包,双锥和等熵鼓包流场中的涡量集中区明显减小,且涡核处的涡量值也有所降低;对于双锥和等熵鼓包,由于受到后续波系的干扰,其表面流动的拓扑结构不再呈现出锥形相似性;双锥与等熵鼓包具有和单锥鼓包相同的边界层排移能力,且这一能力不随来流马赫数的变化而变化。此外,采用多波系配置能提高鼓包外压缩系统的总压恢复系数,波系数目越多,提升的程度就越大,且这一优势在高马赫数下更加明显。      

基于等熵压缩面型面坐标变换的二维曲面压缩面数值模拟

利用坐标变换矩阵对等熵压缩面型面坐标进行缩放变换,得到一系列不同曲率的二维曲面压缩面.利用数值模拟手段对该系列曲面压缩面进行了研究,并与壁面马赫数线性分布和压升规律可控的压缩面进行了比较.结果表明:等熵压缩面型面坐标变换后其长度明显缩短,在相同总偏转角下x轴坐标缩放比例因子为0.7的曲面压缩面长度缩短30%;不同x轴坐标缩放比例因子的曲面压缩面产生分散、不汇聚于一点的压缩波并能保持等熵压缩的流动特征,壁面压力分布得到一定程度的改善且随着x轴坐标缩放比例因子的减小,壁面马赫数逐渐趋于呈线性分布;x轴坐标缩放比例因子为0.5的曲面压缩面同壁面马赫数线性分布的压缩面在流场结构、壁面压力、壁面马赫数分布以及出口截面总压恢复系数、出口截面马赫数分布方面具有高度的相似性.      

基于二维曲面基准流场的流线追踪高超声速进气道设计

以压力梯度可控设计方法优化后的二维曲激波基准流场为基础,结合流线追踪和截面渐变技术实现了矩形进口、圆形进口以及方转椭圆进气道设计,证明基于二维曲激波基准流场可以设计出各种进出口截面形状的高超声速进气道.利用上述设计方法设计的3种不同进出口形状的高超声速进气道,与相同约束条件下的常规二元三楔进气道进行了对比.数值仿真研究表明:3种非常规进气道设计点无黏流场马赫数分布及总体性能与基准流场接近,具有二维基准流场的特征,波系结构简单,出口畸变较小.此类进气道的总体性能相当,较常规进气道可以显著缩短外压段长度,流量捕获能力更强,非设计点也表现出良好的性能.以上结果表明该设计方法是可行的,值得进一步研究.      

Numerical simulation of the three-dimensional flow-path in a ram-rotor

A kind of three-dimensional flow-path of the ram-rotor was designed in this paper according to the design method of the typical supersonic intake of aircraft and missiles,especially the design method of the compression ramp,the throat and the subsonic diffuser.The design Mach number of the flow-path was based on the averaged relative Mach number,regardless of the change of incoming Mach number along radial direction of the flow-path.Then,the flowfield of the designed flow-path was simulated numerically with computational fluid dynamics software at design point.The purpose of simulation was to obtain the details of the flowfield,including the structure of the shock wave system,position of flow separation zone,and so on.The performance of the ram-rotor was also evaluated.The numerical results show the structure of the shock wave system in the flow-path is similar to that in the supersonic intake.To improve the overall performance of the ram-rotor,the reasonable compromise between the total pressure ratio and the isentropic adiabatic efficiency should be reached.The structure optimization of the flow-path and the configuration of the shock wave system have great influence on the performance of the ram-rotor.      

高超声速双模块内转式进气道的流动特性研究-Part I： 设计状态

本文通过特征线法设计了基于多道激波+等熵压缩波的基准流场,在此基础上通过流线追踪法设计了双模块内转式进气道。通过数值仿真和风洞试验相结合的方法,获得了内转式进气道的内外流特性。研究结果表明：在内转进气道最大半径对应的角区位置存在大量的边界层堆积,受第二道激波/边界层干扰,在激波根部卷起锥形旋涡;在内转式进气道内部,唇罩激波和管道边界层干扰显著,管道内存在自唇罩指向压缩面的强周向压力梯度,从而诱导管道内边界层均往一处汇聚,卷起大尺度流向涡。仿真和试验结果表明在来流马赫数5.74,攻角0度状态下,进气道气动性能优良,出口总压恢复系数系数达到0.58,最大抗反压为112倍。