冲压增程弹丸进气道特性分析

采用块结构网格与二阶精度流场分区求解技术，对固体火箭冲压发动机增程弹丸超声速进气道特性进行了深入研究。通过数值模拟得到了对应于不同来流马赫数和攻角情况下，临界工况时，超声速进气道内外粘性流场复杂的波系结构，详细分析了来流马赫数和攻角对进气道性能的影响。结果显示，随着来流马赫数的增大，总压恢复系数显著降低，流量系数增大，同时随着来流攻角的增大，总压恢复系数及流量系数逐渐降低，而流场畸变指数则明显增大。     

固体火箭冲压发动机进气道三维数值模拟

基于RANS平均的N-S方程、标准k-ε双方程湍流模型,利用FLUENT软件对某型固体火箭冲压发动机进气道内外流场进行了三维数值模拟.研究了不同马赫数下进气道前体、入口、进气道出口流场和流动特性;考虑了弹体,缩比,网格划分对进气道流场出口参数的影响.模拟结果表明:随着飞行马赫数的增加,由前缘点产生的激波逐渐靠近弹体,进气道内部总压恢复系数降低,在进气道出口处压力比较高,出口流场基本均匀.      

冲压发动机进气道掺混段与弹体内外流场一体化数值模拟

采用二阶迎风隐式TVD格式分区求解可压缩N-S方程,数值模拟了导弹、进气道和掺混段内外流一体化通气模型的复杂流场.本文给出了掺混段出口压力与来流压力比为P/P∞=3.5,4.2和4.9情况的数值模拟结果.并分析了流场特性及激波波系结构,总压恢复系数σ和流量系数ψ.同风洞试验结果进行比较,表明计算结果是合理的.文中还对该CFD分区计算内边界处理所采用的数据结构进行了阐述.     

二维超燃冲压发动机磁控进气道的数值模拟

针对飞行马赫数大于设计马赫数的情况,采用二维磁流体动力学方程对磁控进气道进行了数值模拟研究。数值模拟结果表明磁流体装置的电磁作用可以使非设计马赫数下进气道激波满足SOL(shock on lip)条件,并使出口处的流动变得均匀。分析了磁流体作用位置、宽度和深度等关键控制参数对该类进气道性能的影响,计算结果表明,磁流体作用区域越靠近飞行器前缘,而且在纵向越深,则进气道出口处的流动越均匀,但流率会有所下降;若磁流体作用区域较宽,则需较小的磁场就能使非设计马赫数下进气道的激波结构满足SOL条件。     

旋转冲压增程弹进气道内流场旋流数计算

为了研究高速旋转对冲压增程弹进气道的影响,对零攻角下旋转弹丸进气道入口与出口旋流数进行了理论推导,得到了旋流数的解析计算式。为了检验理论分析各项假设的合理性,并对旋流数解析式的误差进行分析,使用数值模拟的方法对某双锥进气道的流场进行了计算。分析发现,冲压弹丸进气道前方来流旋流数很小,因此旋转对进气流量影响很小;理论解析式计算所得进气道出口旋流数比数值计算结果偏大,且背压越低偏差越大;普通旋转冲压弹丸进气道出口旋流数低于0.2,由于在此弱旋流进气条件下,固体燃料冲压发动机工作状态与直流进气状态接近,因此弹丸的旋转对冲压发动机工作影响较小。     

扰动对超声速进气道起动状态影响的数值模拟

对超声速冲压发动机进气道—喉道段进行了二维稳态流场数值模拟,给出了反压与攻角变化对冲压发动机进气道起动状态影响的数值模拟结果。得到不同反压及不同攻角下进气道—喉道段流场,分析了起动与不起动时进气道—喉道段壁面静压分布特性。     

旋转冲压发动机进气道压比特性分析

对旋转冲压发动机进气道进行了数值模拟,得到不同转速下、不同出口背压条件下的流场分布,转速越大,进气道内激波系向后移动;背压越大,将导致附面层和激波增强,分离流迅速发展,进气道内激波系向前移动。利用量纲分析的方法和手段获得了进气道比较通用的变工况特性,分析了旋转冲压进气道的压比特性,压比流量特性主要受旋转冲压发动机进气道进口相对来流马赫数的影响,为后面旋转冲压发动机进气道保护控制打下了基础。     

带单锥和双锥混压式进气道的冲压增程弹丸气动特性仿真分析

针对带单锥和双锥混压式进气道的两种冲压增程弹丸,对比分析了单、双锥混压式进气道的特点。采用仿真手段,对弹丸外部气动阻力和进气道工作特性进行了数值计算,分析了不同飞行马赫数条件下的弹丸外部气动阻力的变化、进气道临界状态下的总压恢复、捕获流量特性,并分析讨论了进气道的起动特性。研究结果表明:在飞行马赫数2.65到1.75之间,两种冲压增程弹丸的外部气动阻力几乎相同;在飞行马赫数1.75下,两种冲压增程弹丸进气道均能够起动;在低于设计马赫数时,进气道临界状态下,单锥进气道的捕获流量和总压恢复特性均优于双锥进气道,冲压增程弹丸采用单锥进气道将更为合适。     

弹用模块化Busemann进气道数值研究

对经过附面层修正后的模块化扇形流管流线追踪进气道进行了数值模拟,以截短角度和收缩比对这种进气道总体性能的影响进行了研究,主要得到以下结论:附面层修正能够大幅提高进气道的流量系数和流场均匀性;经附面层修正后的扇形流管流线追踪进气道有较好的性能,流量系数能达到0.9以上,在流管内没有大的分离区;进气道流量系数和压缩量随着截短角度的增大而增大,而收缩比越大,流量系数越小,压缩量越大;发动机推力与进气道流量系数有关,发动机推力和比冲基本上均随截短角度的增大而增大,而收缩比对它们的影响并不明显.      

空-空导弹用二元混压超声速进气道数值研究

对空空导弹固体火箭冲压发动机二元混压超声速进气道进行了数值研究。应用ＮＮＤ格式耦合对流迎风矢通量分裂技术（ＡＵＳＭ）,按照ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ时间分裂方法对贴体坐标系下二维雷诺平均Ｎ－Ｓ方程进行有限差分离散。数值模拟了此进气道多种工况下的流动状态。结果表明,对于捕获激波和模拟附面层内流动均有很好的效果。在此基础上分析了来流马赫数、进气道工作高度及出口反压对进气道性能参数的影响。     

冲压发动机用轴对称进气道设计和试验

完成了一种Ma=2.5～4.0冲压发动机用超声速轴对称混合式进气道模型的设计,通过数值模拟和风洞试验,获得了马赫数Ma=2.5,3.0,3.5,4.0,攻角α=0°,3°,6°,8°条件下的超声速轴对称混合式进气道性能。试验结果表明,随着马赫数的增加,总压恢复系数大幅度下降,亚临界稳定范围变窄,流量系数逐渐增加;随着攻角的增大,总压恢复系数和流量系数总体都呈降低趋势,在Ma≥3.0,α=6°时,进气道性能的下降小于5%,亚临界稳定范围变窄。     

冲压发动机进气道和掺混段节流特性数值研究

为了研究冲压发动机进气道和掺混段节流特性及其内部的复杂流动,以同试验进行对比,采用二阶迎风隐式TVD格式,内外流分区求解可压缩N S方程,数值模拟弹体,进气道和掺混段一体化通气模型复杂流场。进气道为"X"型布局二元双楔平面压缩混压式进气道,掺混段为圆形截面。计算了掺混段出口反压比pt pt∞=3 5～5 5,总压恢复系数σ,流量系数φ及流场情况。同风洞试验结果比较表明:计算结果较为合理。通过对计算结果的分析,定性讨论了该冲压发动机的节流特性和掺混段内部复杂流动状况。     

炮弹固冲增程发动机进气道的风洞实验研究

进气道是冲压发动机的重要部件,它的性能关系着炮弹冲压增程发动机性能的好坏。文章阐述衡量炮弹固体燃料冲压增程发动机进气道性能的指标,介绍冲压发动机进气道的分类,着重给出了某炮弹固冲增程发动机混压式双锥进气道在马赫数2．0096时的风洞实验结果,并进行了详细的分析。研究表明,实验马赫数2．0096时,在进气道有效流通面积范围内,随着进气道有效流通面积的减小,总压恢复系数增加;随着弹体迎角的增加,总压恢复系数降低。     

冲压发动机进气道不起动边界分析

不起动边界是超声速进气道研究的重要内容,它是进气道保护控制的基础和前提。针对这一问题,对冲压发动机进气道进行了不同边界条件下的数值模拟,对稳态流场结果进行了分析。基于仿真数据,利用量纲分析工具对进气道最大抗反压能力进行了分析,讨论并给出了两进气道流动的相似条件。分析结果表明:在不考虑攻角变化的条件下,进气道不起动边界主要与来流马赫数有关。     

高速冲压推进弹丸气动特性仿真分析

针对设计马赫数为4的冲压推进弹丸,采用数值仿真手段,分析了设计马赫数下进气道的工作特性.对被动段飞行的弹丸内、外部气动阻力进行了数值计算,分析了不同飞行马赫数条件下的弹丸气动阻力的变化.研究结果表明:设计马赫数下,冲压推进弹丸的进气道具备再起动能力,进气道亚临界状态最大总压恢复在0.25左右;在弹丸飞行的被动段,随着飞行马赫数从4降低到3,弹丸内部气动阻力系数几乎保持不变,在0.06左右;外部气动阻力系数由马赫数4下的0.16增加到马赫数3下的0.21,弹丸总的气动阻力系数由马赫数4下的0.23增加为马赫数3下的0.27.外部阻力中,摩擦阻力占约20％;内部阻力中,摩擦阻力占40％左右.     

冲压发动机燃烧不稳定性数值研究

使用FLUENT CFD计算软件开展了号冲压发动机燃烧不稳定性问题的数值研究。采用Finite-Rate/Ed-dy-Dissipation燃烧模型,随机轨道颗粒模型,考虑燃油液滴的一次雾化、二次雾化、蒸发和掺混,计算获得燃烧室内部热释放率、压力随时间的变化曲线,依照瑞利准则讨论了该型号发动机燃烧不稳定性的机理。     

涡轮级均匀与非均匀进口熵条件下声场数值研究

通过在涡轮级进口周向上设置周期性总温分布,将转静干涉以及进口温度不均匀分布对声场的影响分离到各个周向模态上。通过均匀进口熵条件以及非均匀进口熵条件下的两个算例进行比较,直观的得出涡轮进口非均匀熵对涡轮转子后的声场的影响。算例结果表明：在只受周期进口总温分布影响的周向模态上,非均匀进口熵条件对声场的影响明显。相比均匀熵进口条件,非均匀熵进口条件下的总声功率级,一倍叶片通过频率下BPF增加约0.23 dB,二倍叶片通过频率增加约2.64 dB,通过数值方法验证了间接燃烧噪声。     

模型冲压发动机低压条件下燃烧效率试验

在亚燃冲压发动机直连式高空试验系统上,实现了模型冲压发动机在40～60 kPa条件下的点火和稳定燃烧,研究了燃烧室构型、燃烧室入口来流条件以及燃料当量比对燃烧效率的影响。试验结果表明:低压条件下的燃烧效率比常压和高压条件下的燃烧效率都要低;但低压条件下燃烧效率随燃烧室构型、模拟来流条件和燃料当量比的变化规律与常压和高压下的情况基本一致,增加燃烧室长度、提高来流总压和总温、增大燃料当量比,降低飞行高度,以及增强煤油的雾化和混合,都有利于提高燃烧效率;与常压和高压下的情况不同的是减小凹腔长深比能进一步提高燃烧效率。