具有气体动力和物理化学非均匀性的超声速物体绕流

本文研究的问题是超声速气流流过流体时产生的气体动力和物理化学非均匀性及其对物体空气动力特性的影响。     

非均匀超声来流二维压缩面的优化设计

通过数值分析和风洞实验,研究在非均匀来流条件下,单级斜板型面变化对下游流场的影响。研究结果表明,小进口角,大出口角之凹型面具有较高的总压恢复。但是,曲壁面对降低出口处之静压畸变不利。折衷的选择为：以凹型面作为斜板的前段,其后续一平直段,以达到提高总压恢复,保持较低总静压畸变之目的。     

非均匀流等压比变后掠角高超侧压式进气道研究

通过理论分析和风洞实验,对工作在前体附面层内的侧压式进气道,研究了等激波压比和等溢流角前提下侧压缩面的设计方法,分析了６种不同的侧压缩型面在４种来流附面层中,波后压力沿高度的变化规律和溢流角的变化规律。研究发现,采用部分圆弧加直线为前缘。四次曲线为斜面后缘型线的侧压缩面,在４种非均匀来流下的特性较好。马赫５．３的非均匀流风洞实验结果表明,等压比和等溢流角设计的侧压式进气道较通常的直前缘侧压式进气道,在非均匀来流中喉道截面马赫数分布均匀度好,总压恢复略高     

非均匀来流对新型高超弯曲激波二维进气道的影响

针对一种采用新型压升规律的曲面压缩面所设计的高超弯曲激波二维进气道,利用数值模拟方法研究了6种不同长度平板发展而来的非均匀流对其性能参数的影响,并和两种常规二维进气道吞非均匀来流的能力进行了比较,着重对比了设计Ma数下三种不同压缩形式进气道喉道截面的流场畸变程度。数值模拟结果表明,采用新型压升规律的高超弯曲激波二维进气道性能受来流气流不均匀性的影响较小,且喉道截面的流场畸变指数小,对非均匀来流具有一定的校正作用。     

二元进气道非均匀超音来流试验研究

介绍一种二元进气道模型在非均匀超音来流中的初步研究结果。试验在DLR小型超音风洞上进行。为造成非均匀来流条件,试验中将部分或全部试验段顶壁附面层引入进气道模型。结果表明,进气斜板产生的头激波与来流附面层相互作用的性状在不同的附面层隔道下变化极大。随隔道高度增加,激波附面层相互作用距离L起初亦增加,当全部附面层被排移后,L大幅度下降。与均匀来流试验结果相比较,当来流顶壁附面层全部被进气道吞入时,该进气道总压恢复σ及质量流率m分别降低18％及15％(M_∞=2.19),同时出口面总压畸变大幅度增加。文章分析了原因及对进气道性能影响的强度。     

绕物体超声速非均匀层流

针对超声速簇央求充的非均匀性对物体的气体动力特性和热特性的影响作了研究,本研究评主要讨论的是尾流型非均匀流动,重点为研究它们的实际方法和理论方法,气流中物体的热和动力特性的普遍相似关系,以及非均匀流的分类和特性等方面。     

非均匀流等溢流角设计高超侧压进气道

工作在前体附面层内的高超侧壁压缩进气道,来流的非均匀性应该是进气道设计的一个重要依据。按经典的附面层理论和等溢流角设计准则设计了侧壁压缩角为６°,前缘型线为圆弧的变后掠角高超侧压式进气道模型,在Ｍａ５．３／Ｍａ４风洞中利用风洞壁面自然发展的附面层进行非均匀来流下进气道性能试验。试验发现,在相同的来流附面层条件下,圆弧前缘进气道相对于直前缘进气道喉道处的压力畸变小、进气道总压恢复高。     

超声速进气道内特性数值模拟及性能分析

采用张涵信院士提出的无波动NND格式计算了某二级斜板可调的二元混压式超声速进气道的内部湍流流场 ,较好地模拟了激波间的干扰及激波 -附面层的相互作用 ,并在解法上运用了矢通量分裂算法 ,提高计算的效率、精度和稳定性。通过数值模拟 ,预测了其内流场主要性能参数 ,并分析了飞行条件、几何尺寸调节参数等因素对其性能参数的影响     

超声速进气道数学模型研究

应用数值模拟方法对二级斜板可调的二元混压式超声速进气道的内流场性能进行了研究,根据数值模拟二元混压式超声速进气道内流场的计算结果,得出每个网格点上的压力,温度,速度及密度等参数,从而求出进气道的总压恢复系数和流量系数,并归纳出进气道主要性能参数与状态参数和几何调节参数之间的关系,得出进气道的特性曲线,建立了二元超声速进气道的数学模型,利用此数学模型,可确定进气道在不同状态下的主要内容特性参数值,并作为建立带进气道、矢量喷管的发动机数学模型的建模基础,对进气道、发动机、矢量喷管的一体化控制有重要的参考价值。     

变几何超声速混压式进气道气动性能数值研究

对设计马赫数为2.25的某型楔板可调的超声速混压式进气道,进行了气动性能研究。通过数值模拟方法,分析了该型进气道在不同工况下的流动情况,研究了进气道的内流特性,并运用一种近似方法计算溢流阻力,得出溢流阻力随流量的变化关系;结果证明,流量系数越高,溢流阻力越小。通过进气道的性能参数对比发现,变几何进气道在宽马赫数范围内,比定几何进气道更具有优势,文中的研究成果对于同类型进气道的设计和改进,有着一定的参考意义。     

无隔道超声速进气道/前机身一体化计算与试验

针对某飞机设计了机身两侧进气的无隔道超声速进气道（Bump进气道）,进行了进气道/前机身一体化的三维内外流流场数值模拟研究,得到了进气道的流场图谱,比较了唇口方案对附面层排移效果的影响,并对比分析了带隔道的斜板式进气道与无隔道进气道的流场特征及附面层排除特点的差异。根据设计和计算结果,进行了斜板式及Bump进气道模型的风洞试验,通过试验对比,选择了较优的Bump进气道方案,并将不同模型比例和风洞、高空条件下的计算结果与试验数据进行了比较,发现在计算条件、模型比例都与风洞吹风条件一致的情况下,数值模拟的结果与试验数据吻合最好。研究结果表明,Bump进气道气动性能优于斜板式进气道,采用“双斜切”唇口方案设计的Bump进气道能进一步增加排除附面层的效果,按高空条件计算得到的进气道总压恢复系数比按地面风洞条件计算值高0.02～0.03。     

超音通流进气道计算内特性

计算模拟了一种无亚音扩压段的非常规形式进气道──超音通流（ＳｕｐｅｒｓｏｎｉｃＴｈｒｏｕｇｈＦｌｏｗ或ＳＴＦ）进气道的内流特性。其中对Ｓｅｄｄｏｎ和Ｇｏｌｄｓｍｉｔｈ提出的进气道激波与附面层干扰损失计算模型中的权因子,Ｇ扩展了定义,使该模型可用于口内通道总趋势收缩的超音通流进气道。所得飞行Ｍａ为０～２．７的损失特性等曲线,首次揭示了此类进气道的典型特征。数值上满意验证了文献的预估。     

超额定状态下二元超声速进气道的流动特性

为了揭示超额定工作状态下超声速进气道内的复杂流动机理,对一设计马赫数为2.0的二元超声速进气道开展了数值模拟研究,获得了其在不同来流马赫数状态、不同节流状态下的流场结构.结果表明:当进气道工作在额定状态时,随着节流程度的增加,其激波串的核心区由偏向下壁面摆至偏向上壁面;而在超额定状态下,由于依次受到唇罩内侧分离包、唇罩激波等的影响,激波串核心区则由偏向上壁面转而摆至偏向下壁面.在来流马赫数为2.5的节流状态下,其唇罩激波与前体斜激波相交形成了马赫杆等复杂波系结构,而来流马赫数为3.0状态却并未形成此类现象.在上述两种超额定工作状态下,前体斜激波的上透射激波均在高反压条件下演化为正激波形态,而唇罩激波的下透射激波形态也发生了明显的改变.      

冲压发动机外压式二元进气道流场计算与分析

介绍了冲压发动机二元外压式超声速进气道的设计方法,并使用有限体积法,TVD二阶迎风格式,k-ε湍流模型,对所设计的二元外压式超声速进气道设计状态和非设计状态的粘性流场和性能进行了数值模拟,并分析了出口反压对进气道流场的影响。     

变比热激波关系式及其在高超声速进气道计算中的应用

本文根据空气热力性质表建立了空气热力性质的解析表达式,从气动热力学基本方程和激波前后比热比不同出发建立并推导出完全变比热激波方程组及其解法。对分别使用变比热激波关系式与定比热激波和等熵流关系式计算结果进行的比较表明,使用变比热激波关系式进行高超声速进气道气动热力学分析计算,能够减少定比热假定产生的偏差,提高计算准确性。      

基于出口导流控制的超声速进气道性能研究

针对进气道内型面存在较大弯段而导致的流动分离问题,提出了一种对进气道出口弯段进行导流控制的概念,设计了3种不同的导流格栅方案,采用数值仿真方法对不同导流格栅方案的超声速进气道流动进行了对比分析,获得了不同导流格栅对进气道流场结构和工作性能的影响特性.结果表明:利用格栅对进气道进行导流控制,可以改善进气道出口弯段的流场结构和压力分布,避免进气道出口发生流动分离.通过对格栅型面进行优化可以显著改善进气道的工作性能,采用类翼型导流格栅的进气道性能改善幅度最大,马赫数为3.5条件下,其稳定工作裕度和出口总压恢复系数分别提高10.3%和9.8%,冷流内阻降低5.3%.      

一种二元定几何混压式超声速进气道流场控制概念研究

针对二元定几何混压式超声速进气道低马赫数时流量系数低加速性能差的问题,提出了一种新的泄流槽流场控制概念,并通过数值仿真,揭示了泄流槽控制激波结构机理及其主要几何参数对进气道性能的影响规律.研究结果表明:采用该流场控制方案可通过泄流槽入口处的波系结构使进气道在低于设计马赫数时的出口总压恢复系数和流量系数相对于原型方案均得到明显提高,而在设计点关闭泄流槽后进气道的性能与原型进气道基本相当,这对改善冲压发动机在低马赫数转级后的加速性能是有利的.      

定几何混压式轴对称超声速进气道气动特性数值仿真和实验验证

 针对一种Ma4一级定几何混压式超声速轴对称进气道进行了数值仿真研究,并和风洞实验结果进行对照,验证了本文所采用计算方法的可靠性。利用CFD方法获得了进气道激波系分布、内通道流场分布和沿程静压分布并对Ma4下稳定亚临界状态进行了分析。研究结果表明：（1）超临界状态下,随着进气道出口反压的提高,结尾激波系向喉道方向移动,结尾激波损失减小,总压恢复系数提高;（2）攻角的增加对进气道的迎风侧和背风侧影响增大,结尾激波系由对称分布向一边倾斜的趋势增大,背风侧的承受反压能力下降,总压恢复系数随着下降;（3）随着来流马赫数的增加,激波损失加大,总压恢复系数随之下降,同时由于激波角变小,激波也越靠近外唇罩,溢流减小,流量系数增大,在激波贴口后流量系数基本保持不变;（4）通道内的静压分布曲线清晰的反映了内通道沿程激波系情况;（5）在大于贴口Ma数工作时,结尾激波系被推出唇口的情况下,由于滑流层作用出现一个类似外压缩式的气动通道从而存在稳定的亚临界状态。     

外压式超声速进气道流场的数值模拟

采用CFD方法对某型外压式超声速进气道流场进行了二维数值计算,叙述了网格生成、边界条件确定方法,控制方程求解收敛技巧以及计算结果的分析.数值计算结果与理论相符较好.