高超声速飞行器前体边界层强制转捩数值模拟

边界层强制转捩是保证超燃冲压发动机进气道正常启动的关键技术之一,k-ω-γ转捩模式是适用于高超声速边界层转捩预测的方法。为研究该方法对边界层强制转捩的预测性能及不同转捩带对边界层强制转捩的影响特征,对原始的k-ω-γ转捩模式进行了壁面温度影响修正,采用修正的k-ω-γ转捩模式对高超声速飞行器进气道前体边界层强制转捩进行数值分析,计算了光滑外形、钻石型转捩带外形和斜坡型转捩带外形在马赫数Ma=6,7条件下的边界层转捩,并与试验结果进行了对比。研究结果表明,修正的k-ω-γ转捩模式对边界层强制转捩具有较好的预测能力,计算得到的转捩起始位置与试验结果基本吻合。两种转捩带强制转捩效果明显,其中:钻石型转捩带产生的扰动强于斜坡型转捩带,且转捩区长度较斜坡型转捩带短;斜坡型转捩带在控制边界层流动分离、减小流动横向溢出效果上优于钻石型转捩带。     

高超声速进气道钻石型强制转捩装置的转捩准则研究

针对吸气式高超声速前体/进气道外形,利用在Φ600mm脉冲燃烧风洞和Φ0.5m高超声速风洞上获得的边界层转捩试验数据以及CFD流场计算结果,研究了前体边界层强制转捩区域的起始位置及其影响参数。采用回归分析方法,提出了一种适用于常规风洞和脉冲燃烧风洞、能够预测自然转捩和钻石型强制转捩起始位置的转捩准则。这个转捩准则考虑了边界层外沿的马赫数、雷诺数,以及总温/壁温比、来流气体平均分子量、粗糙元高度等影响转捩位置的主要因素;当粗糙元高度为0时,强制转捩准则退化为自然转捩准则。转捩准则成功推广到X-43A进气道风洞试验,预测最大偏差约为进气道全长的13%,可以应用到工程项目的转捩预测中。     

基于T-S波谐频共振的超燃进气道边界层转棙研究

针对超燃冲压发动机进气道由于激波-边界层干扰引起的边界层分离以及进气道堵塞问题,提出了一种基于T-S波谐频共振原理的进气道边界层控制方法,并通过一种典型的二元进气道风洞试验进行了方法验证。研究结果表明,本文所提出的转捩控制方法能够较好的消除由激波-边界层干扰而引起的边界层分离现象,进而降低边界层分离对进气道性能的不良影响,确保进气道性能。同时说明,在超燃进气道设计过程中,需要充分考虑边界层转捩问题,引入有效的边界层转捩控制方法,以保证发动机的正常工作。      

基于T-S波谐频共振的超燃进气道边界层转捩

针对超燃冲压发动机进气道由于激波-边界层干扰引起的边界层分离以及进气道堵塞问题,提出了一种基于Tollmien-Schlichting(T-S)波谐频共振原理的进气道边界层控制方法,并通过一种典型的二元进气道风洞试验进行了方法验证.研究结果表明,提出的转捩控制方法能够较好地消除由激波-边界层干扰而引起的边界层分离现象,进而降低边界层分离对进气道性能的不良影响,确保进气道性能.同时说明,在超燃进气道设计过程中,需要充分考虑边界层转捩问题,引入有效的边界层转捩控制方法,以保证发动机的正常工作.     

基于边界层转捩的高超声速进气道特性研究

为了探索边界层非强迫转捩对进气道性能的影响,采用数值计算的方法开展了边界层转捩对轴对称混压式高超声速进气道流场特性的研究。研究表明:随着进气道中心锥锥尖钝化半径增大,边界层转捩先推迟。当锥尖钝度大到一定程度时,边界层转捩位置前移。随着钝化半径进一步增大,边界层转捩再次推迟,转捩位置逐渐后移。来流湍流度越大,边界层越不稳定,边界层转捩越易发生。与湍流边界层相比,考虑边界层转捩时进气道的总压恢复系数及流量系数较高、热载荷及阻力系数较小,Ma=6.5时喉道处总压恢复系数最高上升17.3%,进气道阻力最大下降17.4%。边界层转捩对壁面热流密度分布影响较大,但对壁面压力分布影响较小。钝化影响进气道的自起动性能,随着钝化半径增大,自起动马赫数升高,而边界层转捩对进气道自起动性能影响较小。     

锯齿形转捩片触发高超声速进气道边界层转捩的大涡模拟

为促进锯齿形转捩片在高超声速进气道中的应用,以地面风洞条件下的二元进气道为研究对象,采用高精度大涡模拟方法对锯齿形转捩片在三级压缩楔面上触发的边界层转捩现象开展了研究。数值方法基于隐式亚格子模型,空间离散采用高精度通量限制型紧致格式,时间推进采用显式Runge-Kutta方法。数值模拟清晰捕捉到了边界层转捩的空间发展演化过程,并获得了统计平均流场以及流场脉动特征。数值模拟结果表明转捩片能够有效触发进气道压缩面边界层转捩;通过与等熵压缩面及单楔面数值模拟结果的对比分析,获得了转捩片触发边界层转捩的内在机理,为后续研究工作奠定了基础。     

高超声速飞行器机体/推进一体化设计的启示

机体/推进一体化设计是吸气式高超声速飞行器的关键技术。飞行器的前体和后体既是主要的气动型面,又是发动机进气道的外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,一体化设计直接影响飞行器的气动与发动机性能。本文阐述了吸气式高超声速飞行器的主要特点,梳理了飞行器的推阻匹配、升阻比特性、操稳匹配等主要气动设计问题。通过对国外典型高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术的综合分析,总结了前体/进气道、后体/尾喷管、边界层强制转捩装置等关键部件的气动设计方法,获得了有意义的启示,可为后续吸气式高超声速技术研究提供重要参考。     

高超声速进气道强制转捩装置设计综述

为了提高飞行试验进气道的起动能力,减小进气道研究的模型尺度影响和天地差异,吸气式高超声速飞行器需要在进气道上安装强制转捩装置。通过对国内外高超声速进气道强制转捩装置的设计方法、选型、风洞试验和飞行试验的回顾和分析,介绍了转捩装置设计的五个主要问题:强制转捩装置的转捩机理、安装位置、选型和几何参数优化、天地相关性。并对未来的主要研究方向提出了建议。     

基于改进的k-ω-γ转捩模式预测高超声速飞行器气动特性

为验证边界层转捩对高超声速飞行器气动特性的影响,采用改进的k-ω-γ转捩模式对类X-51A高超声速飞行器进行了全机边界层转捩预测.不仅系统分析了飞行攻角和雷诺数对边界层转捩的影响规律,同时研究了边界层转捩对飞行器气动力和进气道性能的影响.发现边界层转捩对飞行器升力系数和俯仰力矩系数影响较小,对阻力系数影响较大.针对本文...     

高超声速进气道前缘钝度效应试验研究

基于一种典型高超声速二元进气道,考察前缘钝度效应对进气道边界层转捩的影响,加工了四种半径为R=0.05mm,R=0.1mm ,R=0.2mm,R =0.25mm的前缘,在FD-07风洞中开展了自然转捩及人工转捩的风洞试验。试验中采用压缩拐角压力分布特征及进气道起动相结合的方法来估计边界层转捩位置,得出了进气道压缩面边界层转捩位置随前缘半径变化的规律。试验表明在来流条件下随前缘钝化半径增加,边界层转捩位置明显后移。针对R=0.25mm时进气道不起动的情况,基于 线性稳定性理论(LST)理论设计了人工转捩条带,通过试验成功实现了转捩。      

高超声速进气道强制转捩流动的大涡模拟

吸气式高超声速飞行器常在进气道边界层内布置粗糙颗粒或涡流发生器强制流动转捩为湍流以确保发动机正常启动。为了清晰认识强制转捩过程,采用隐式大涡模拟方法,对强制转捩问题开展了数值模拟研究。针对钻石形和斜坡形涡流发生器,计算得到涡流发生器诱导的流动结构,显示出强制转捩流动由涡流发生器产生的反向旋转流向涡对主导。扰动沿流向增长和发展,导致流向涡对以偶模式或奇模式失稳,偶模式失稳产生对称形式的涡对破碎,而奇模式失稳则导致非对称（弯曲）形式的涡对破碎。流向涡对破碎后产生一系列发卡涡并最终促使边界层转捩为湍流。最后就计算网格和数值耗散对隐式大涡模拟结果的影响以及计算的收敛性进行了讨论。     

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。     

采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究

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。     

双模态燃烧室隔离段激波串位置的测量及控制

隔离段是双模态超燃冲压发动机隔离进气道和燃烧室相互干扰、实现亚燃-超燃双模态的重要部件.在发动机实际工作过程中,燃烧室反压引起的进气道不起动在飞行器加速爬升阶段是需要极力避免和预防的.针对双模态超燃冲压发动机整机模型和燃烧室模型进行了数值模拟研究,分析了激波串前沿位置与隔离段压力分布的关系,在此基础上介绍了三种通过隔离段壁面压力实时测量和监控隔离段激波串前沿位置的方法,并完成了验证实验.结果表明,所使用的计算方法有效可行;隔离段壁面压力分布能够很好地反应隔离段的激波串前沿位置,通过监控隔离段壁面压力分布,控制隔离段激波串前沿位置,能够有效避免和预防燃烧室反压过高引起的进气道不起动问题.     

Experiments of effects of inlet-air distortion on aerodynamic performance in transonic compressor

The inlet-air distortion which was caused by high angle-of-attack flight was simulated by plugboard.Experiments were conducted on a transonic axial-flow compressor's rotor at 98% rotating speed.The flow-field characteristics and mechanism of performance degradation were analyzed in detail.The compressor inlet was divided into four sectors at circumference under inlet-air distortion.They were undistorted sector,transition sector A where the rotor was rotating into the distortion sector,distorted sector and transition sector B where the rotor was rotating out of the distortion sector.The experimental results show that compared with undistorted sector,there is a subsonic flow in transition sector A,so the pressure ratio is decreased by a large margin in this sector.However, the shock wave is enhanced in distortion sector and transition sector B, and thus the pressure ratio increases in these sectors.Because of the different works at circumference,the phase angle of total pressure changes 90° when the inlet total pressure distortion passes through compressor rotor.In addition,the frequency and amplitude of disturbances in front of the rotor strengthenes under inlet distortion,so the unstable flow would take place in advance.In addition, the position of stall inception is in one of the transition sectors.      

进气畸变对跨声速轴流压气机气动影响的机理研究

利用插板模拟跨声速轴流压气机进口流场畸变.通过实验和数值模拟两种手段详细分析了进口畸变下跨声速压气机的流动特点、激波沿周向的分布以及压气机的失速机理.实验和数值模拟的结果表明:插板使压气机前的不同周向位置产生正、负预旋流动;转子前速度的周向分布沿轴向是不断变化的,在距离转子较近时,畸变区的轴向速度反而较大;气流在过渡区A（转子进入低压区）时为正预旋,为非激波区;在过渡区B（转子退出低压区）和畸变区时为负预旋,为强激波区;过渡区的泄漏涡最强,是不稳定流动的诱发区域.      

考虑附面层影响的二元混压式进气道设计

采用等激波强度的方法,考虑附面层修正,设计了一种飞行马赫数Ma=3.0的二元混压式进气道.通过数值仿真,模拟了激波-边界层的相互影响,研究了附面层抽吸对内流场的影响,获得了进气道内部复杂的流场分布,以及不同背压下进气道的起动特性.计算表明所设计的进气道性能较好,附面层抽吸对稳定正激波有明显的作用,提高了进气道抗反压能力.给出的方法可用于二元混压式进气道的初步设计和验证.      

高超声速进气道再起动特性分析

1引言未来高超声速飞行器飞行必然要经历低马赫数飞行过程,因此高超声速进气道同样要面临低马赫数下的不起动问题,那么进气道一旦进入不起动,如何才能再起动?再起动的特征是怎样的呢?常规内压式进气道再起动过程中存在迟滞回路现象,高超声速进气道的再起动过程是否也有相似的现     

前体激波系重构技术及其在高超声速进气道上的应用

提出了一种激波系整体重构的激波控制技术,并对其流动机理和控制规律进行了仿真分析,继而探索了其在定几何可调进气道上的应用.研究结果表明:该激波控制方法可对前体第1级激波进行有效推动,并可减弱第2级激波强度甚至使其完全蜕化,故实现了对前体激波系的重新构造.随着二次流注入缝的角度增大,将前体激波推动至贴口状态所需消耗的二次流流量逐步减少.并且,最多消耗占主流2.04%的二次流,便可使该进气道在马赫数为5.0~6.0范围内保持贴口状态.与已有各级激波独立控制的可调进气道相比,该进气道在调节状态下的总压恢复较高、消耗的二次流较少,具有明显的优势.      

高超声速进气道-隔离段反压引起不起动计算

1引言隔离段是高超声速进气道不可缺少的组成部分,它是进气道与燃烧室之间的气动热力缓冲段。隔离段的主要作用是承受下游燃烧室的反压变化而不影响上游进气道的流态,避免进气道出现不起动。隔离段应在承受反压变化的同时不破坏上游进气道流场,组织好隔离段内所形成的激波串,高