超声速双侧二元进气道在侧滑状态下的再起动特性数值研究

针对冲压发动机燃烧室压强过高导致进气道不起动的问题,对一种双侧布局的超声速混压式二元进气道的再起动特性开展数值研究,获得了小侧滑角下迎、背风侧进气道的再起动特性。结果表明:对于双侧布局的进气道,其再起动出现了明显的回路迟滞现象,且在小侧滑角下,迎、背风侧进气道的再起动流态出现了明显的不对称性,在不起动及再起动的过程中会出现单侧进气道不起动的现象。比较发现:迎风侧进气道较背风侧进气道更容易出现不起动,且其实现再起动更为困难。通过对比不同背压峰值作用下的进气道再起动特性发现,当进气道背压峰值大于进气道不起动背压时,进气道的再起动背压值不随着背压峰值的增大发生变化,但进气道会发生倒流,形成反向冲量,导致内阻急剧上升,发动机工作性能恶化。      

超燃冲压发动机进气道低马赫数起动性能研究

为探讨高超声速进气道在低马赫数普遍存在的起动问题,采用等激波强度法设计了超燃冲压发动机二维混压式前体／进气道,给出了前体／进气道的几何尺寸,对所设计的进气道在设计状态、非设计状态的性能与流场进行了数值模拟,对低马赫数下进气道的起动问题进行了研究。研究表明：设计的进气道附加阻力较小,总压恢复系数较高,在低马赫数下通过附面...     

带唇口封气活门的高超侧压进气道过渡态工况气动性能

针对超燃冲压发动机从助推到接力工作的过渡状态,根据侧压式进气道从完全关闭到全部开启的工作要求,提出了一种新的变几何设计方案,即可变唇口活门方案.采用数值模拟和实验研究的方法,研究了发动机在工况变化的过渡过程中,可调唇口对进气道性能的影响,研究发现该方案可以实现进气道的启闭.在数值模拟的基础上,设计了一个唇口活门遥控调节的侧压式进气道模型,完成了这种变唇口侧压式进气道模型的Ma为3.85风洞试验,证明该进气道在设计起动马赫数Ma为3.85下能够正常开启并起动工作,验证了该方案的可行性.      

超燃冲压发动机进气道特性及传感器选择研究

针对超燃冲压发动机进气道状态监测系统的需求,通过对超燃冲压发动机进气道进行二维流场数值模拟,得到了超燃冲压发动机进气道在不同马赫数、不同反压下的数值模拟结果,进而通过分析进气道从起动状态到不起动状态下的壁面静压分布特性,给出了进气道起动状态的初步判断准则。在确定了进气道监测参数的基础上,将可拓学理论用于超燃冲压发动机传感器选型中,建立了超燃冲压发动机传感器选型的综合评价方法,并以压力传感器选型算例验证了该方法的可靠性。该研究为超燃冲压发动机参数测量方案制定和状态监测系统设计提供参考。     

磁控进气道的临界焓提取率研究与数值验证

为保证磁控进气道工作于起动状态,提出了临界焓提取率的概念,采用涡轮喷气发动机的模型对磁控进气道进行类比分析,推导得到了磁控进气道在临界起动状态下的模型.最后通过数值验算,磁控进气道的临界状态模型与数值结果符合较好,误差小于5.7%,可为磁控进气道的设计提供参考.      

RBCC进气道喉道及唇口调节数值研究

为提高发动机在宽马赫域下的工作性能,针对中心支板式火箭基组合循环发动机(Rocket Based Combined Cycle,RBCC),开展了变几何进气道方案设计,通过数值模拟研究了喉道高度调节方案中进气道的流场特征,进一步分析了喉道高度调节方案和唇口位置-喉道高度协同调节方案在性能上的区别,并分析了唇口位置调节对变几何进气道起动性的影响。研究结果表明:喉道调节方案在兼顾亚燃、超燃模态性能需要的同时,能保证进气道在Ma_∞=2.4前顺利起动;而喉道-唇口调节方案能进一步降低进气道起动马赫数,使进气道在Ma_∞=1.6前起动,同时能减少进气道的总压损失,并能提高进气道在部分非设计点下的流量系数。相比于喉道调节方案,喉道-唇口调节方案在Ma_∞=3,4,5下的流量系数分别提高了15.1%,40.3%和15.9%。     

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。     

火箭射流对RBCC进气道性能的影响

火箭基组合循环(RBCC)推进系统在引射模态时存在火箭发动机和冲压发动机的共同工作,为了分析引射模态时进气道的性能和流场特征,根据RBCC的特点,设计了一种RBCC用二元式进气道,采用数值模拟方法研究了不同飞行高度、马赫数和掺混段反压下火箭射流对进气道性能的影响。研究发现,火箭发动机的工作状态决定了火箭射流对进气道性能的影响:当火箭发动机工作在过膨胀状态时,火箭射流的引射抽吸作用明显提高了推进系统的抗反压能力,但并不改善进气道的起动能力;当火箭发动机工作在欠膨胀状态时,火箭射流的压力扰动会使进气道扩压段产生结尾激波,进气道性能随之改变。     

DDK-1自动点火起动装置在涡喷发动机模拟空中点火起动试验中的应用

本文介绍DDK-1自动点火起动装置在某高空台模拟高空情况下,起动与S进气道匹配的某涡喷发动机的试验情况.DDK-1自动点火起动装置使该发动机在空中模拟状态下从点火起动到加速完全实现自动化.这是在国内涡喷发动机高空模拟试验中首次应用.该系统具有实际应用价值.     

亚声速埋入式进气道性能回归分析

1引言在采用吸气式发动机的导弹设计中,进气道性能的变化对于发动机推力以及整个导弹的飞行性能有着显著的影响。进气道性能的研究在设计中占有重要比重,尤其在发动机与导弹一体化设计时,必须考虑进气道特性。在各类型的进气道中,埋入式进气道结构简单,能与弹体融合(又称为融合     

宽马赫数范围高超声速进气道转动唇口变几何方案研究

结合简单一维流理论讨论了一种工作于Ma=4～7、采用可转动唇口的变几何二元高超声速进气道设计方案,并利用数值仿真手段对其Ma=4下的自起动性能及其他不同工作马赫数下的性能进行了研究.结果表明:所设计的变几何进气道必须辅以附面层排移措施才能在Ma=4下顺利实现自起动;该变几何方案Ma=4下的流量系数达0.7以上,这为飞行器加速提供了强有力保障;与定几何进气道相比,变几何进气道高低马赫数下的总体性能均得到显著提高;此外,转动唇口的铰接位置对自起动性能有重要影响.      

大内收缩比二元高超声速进气道波系配置特性

为了发展适应宽飞行范围的高超声速二元进气道设计技术,考察了内收缩比对进气道特性的影响规律,并提出了结合附面层抽吸辅助自起动的大内收缩比进气道波系设计方法,改善了二元进气道低马赫条件下流量捕获低的弱点。研究发现,存在着设计点推力最优进气道内收缩比,而进气道非设计点流量系数随内收缩比而增大。基于最优内收缩比进气道构型,取消外压激波封口约束,通过局部等熵压缩波分散打进内收缩段内部,大幅提高了进气道低马赫流量捕获。并进一步通过合理配置内收缩段抽吸槽,以设计点(马赫6)1%,非设计点(马赫4)3%的流量损失使进气道自起动马赫数降到3.35,改善了内收缩比过大导致的自起动问题。     

Busemann进气道无粘流场数值分析

为了研究Busemann进气道的流动特性，对设计马赫数为7的4种不同的Busemann进气道在Ma=4，5，6，7，8来流条件下进行了数值模拟和总体性能分析，对其中的3。截短流线跟踪进气道分析了攻角特性和侧滑角特性。研究表明：基准进气道具有相当高的无粘总压恢复；流线跟踪进气道在设计状态保持了基准进气道的高性能，而同时其起动性能大为提高；截短后的进气道长度大幅减小，而其性能仍然保持在较高的水平；截短流线跟踪进气道对带攻角或侧滑角飞行比较敏感。分析还表明，粘性造成了较大的总压损失。     

高超声速二元进气道顶板移动变几何方案数值模拟

针对一种工作于马赫数Ma=4~6范围内的高超声速二元进气道,探索了一种进气道部分压缩顶板可移动的简单变几何方案,利用数值模拟研究了接力点变几何进气道的自起动性能和Ma=4~6的调节方法。结果表明:部分压缩顶板可移动简单变几何进气道方案在Ma=3.7能够实现自起动;变几何所形成的自适应放气槽放气量很小,最大放气量在2%以内,关闭自适应放气槽接力点Ma=4流量系数达到0.77;在整个工作范围内流量系数较高、总体性能较优,该变几何方案的调节方法是切实可用的。     

隔板对二元高马赫数进气道自起动性能的影响

前伸隔板能够大幅提升高马赫数进气道的自起动性能。为了进一步获得前伸隔板关键设计参数对二元高马赫数进气道自起动性能的影响机制,针对一种低外阻二元高马赫数进气道,利用数值仿真研究了不同相对位置和前缘上切角的隔板构型下进气道的自起动过程。结果表明:上子通道在起动之前维持超声速不起动流场结构并且率先实现起动,有利于整个进气道自起动性能的提升;在研究范围内,随着隔板相对位置的增加,进气道自起动马赫数先减小后增大,而在基准位置改变隔板前缘切线角度,进气道自起动马赫数则变化较小;使进气道具备优良自起动性能的隔板相对位置区间和隔板前缘上切角区间均较宽,对应的上子通道和下子通道内收缩比的比值落于0.797～1.043。     

高超飞行器进气道/内流道流动特性试验

用Ma∞=7风洞试验的方法研究了一种吸气式高超声速飞行器二维进气道/内流道的流场特征与起动特性.试验结果表明:在来流总压0.5～1.9 MPa、单位雷诺数2.48×106～7>.95×106范围内,进气道起动的前提下,进气道/内流道沿程压力分布受来流总压、雷诺数的影响变化很小;在进气道外压缩段流动未受干扰前进气道隔离段最大可承受反压约为250倍自由来流压力;未加侧板时该进气道具有自起动能力,加侧板后隔离段出口压力有所增加;在设计点工况,该进气道增压比42.9,总压恢复0.27,出口马赫数2.76.      

移动唇口变收缩比侧压式进气道反压特性和自起动性能

在来流马赫数为3.85条件下,开展了移动唇口可变收缩比侧压式进气道反压特性和自起动性能风洞实验.研究了不同内收缩比条件下,侧压式进气道抗反压性能和起动性能.实验结果表明:在正常工作条件下,侧压式进气道内收缩比大小影响其抗反压能力,内收缩比1.19的侧压式进气道能抗23.42倍反压,内收缩比1.24的侧压式进气道能抗26.44倍反压,内收缩比较大的进气道抗反压能力强;不能自起动的侧压式进气道,通过移动唇口减小其内收缩比,可以顺利实现自起动.      

马赫数可控的方转圆内收缩进气道非设计点工作特性

基于反正切马赫数分布的弥散反射激波中心体轴对称基准流场,设计了方转圆内收缩进气道,并对其进行风洞试验和数值仿真研究,获得该进气道非设计点（Ma=5.0和Ma=7.0）的工作特性和自起动特性。试验结果表明：进气道顶板压力分布具有反正切曲线特征,出口涡流区小且总体性能优良。Ma=5.0和Ma=7.0时出口总压恢复系数分别为0.647和0.443,对应的增压比分别为20.0和32.7。Ma=5.0时,进气道不但可以捕获约90%的自由来流,而且能够自起动（内收缩比高于Kantrowitz限制）,下临界反压为64倍来流静压,对应的出口马赫数和总压恢复系数分别为1.32和0.409。上述结果表明,本文设计方法可以获得高性能的矩形转圆内收缩进气道。     

流线追踪Busemann进气道设计参数的选择

为了研究型面设计马赫数、唇口偏移量对流线追踪Busemann进气道设计点性能的影响规律,寻求最佳性能的进气道,对设计马赫数为6,具有不同型面设计马赫数和唇口偏移量的流线追踪进气道进行了数值模拟。研究表明:选取低于马赫数6的型面设计马赫数,可获得较高的流量系数和增压比,而其压缩效率并不低;进气道唇口偏移量增大,会导致流量系数、增压比变小,但却有利于减小进气道内的分离程度,还会影响隔离段内的流动,因此唇口偏移量的选取需要综合考虑。     

典型二元高超声速进气道设计方法研究

综合了一系列典型二元高超声速进气道的设计和性能估算方法, 给出了可行的设计原则.在满足流量、增压以及工作范围(起动性能和反压承受能力)的条件下, 给出了进气道进口、外压波系、内压缩通道、唇罩及隔离段的设计方法.采用此方法, 以H=22800 m、Ma0=6为设计点, 完成了一高超声速进气道的初步设计, 并估算得到了进气道性能参数、进气道的起动马赫数和反压承受能力, 对比CFD计算结果, 误差不大.通过该方法得到的进气道具有结构简单、流量系数大、压缩损失小的特点, 不通过优化即可得到性能较为良好的模型.