基于SIMULINK的超声速进气道仿真方法

将进气道一维流动的偏微分方程离散为一系列可积分的线性常微分方程,基于此创建了超声速进气道仿真模型,提出了一种基于SIMULINK的进气道仿真方法,模拟了来流参数和燃烧室反压扰动时流场内各个参数的变化规律。对一个一维变几何超声速进气道进行仿真,获得了结尾正激波的稳态特性及动态特性。该模型定义并输出了激波位置,有效地将一维超声速进气道的分布参数问题转换为零维问题,解决了系统分析与控制系统设计中无法实现集总参数的困难。     

超声速进气道正激波位置动态辨识与控制方法研究

为了实现超声速进气道闭环控制,对基于放气流量调节的进气道正激波位置动态辨识与控制问题进行了研究。基于超声速进气道二维CFD模型,探究了放气流量、来流压力、温度、马赫数对正激波位置的动、静态影响,并对其传递函数进行了辨识。以此为基础,在Matlab Simulink环境下,针对正激波位置控制设计了一种自抗扰控制律(ADRC)。仿真结果表明,所设计闭环系统响应时间短,超调量小,相比于常规PI控制可更有效地抑制来流干扰。     

超声速进气道/发动机一体化控制

为了解决超声速进气道/发动机一体化问题,建立了可进行放气调节的超声速进气道部件级数学模型,而后将其与某双轴涡扇发动机部件级模型匹配,实现进气道与发动机共同工作.基于该进气道/发动机一体化部件级模型,分析计算了超声速进气道内流、外流特性,并研究了在超声速工作状态下进气道放气特性,验证了在超声速飞行时,发动机在中间状态与加力状态下,通过进气道放气调节,发动机安装推力提升了3%.     

提高固定几何二元进气道低马赫数性能的仿真研究

分别以常规低、高马赫数来流设计的固定几何二元混压式进气道为例,采用数值模拟手段,探究了一种改进的外压缩波系配置方案。采用来流马赫数由低到高,外压缩激波依次封口的设计方法,提高了固定几何二元进气道的低马赫数性能。相比常规配波设计的进气道,来流马赫数2.15条件下的流量系数提高了0.07;来流马赫数2.15和2.4条件下,总压恢复提高近0.015。初步研究证明这种设计理念是合理的,该设计方案有待于进一步发展和实验验证。     

二维高超声速压缩面斜激波系的优化配置

选择进气道外压缩段的气流转折角为设计变量,以进气道的压升比为约束条件,分别以总压恢复系数和阻力系数为优化目标,基于一维气体动力学,在飞行马赫数6,飞行高度25 km,进气道出口气流方向与自由来流夹角等于0,°2,°4°和6°的条件下,对二维混压式高超声速进气道进行了优化设计,得到了优化的斜激波配置。优化结果表明,在所讨论的各种情况下,以阻力系数最小为目标得到的外压缩段斜激波系与以总压恢复系数最大为目标得到的外压缩段斜激波系基本相同,都近似为等强度斜激波系。运用数值模拟手段验证了等强度斜激波系配置原则,本文提供的方法可以用于二维混压式高超声速进气道的初步设计。     

基于RSM模型的管内正激波/附面层干扰数值分析

使用RSM湍流模型对来流Ma=1.68矩形等截面管道内的正激波/附面层干扰流动进行了三维数值模拟,将计算结果与实验数据和k-ω-SST模型计算结果进行了分析比较。结果表明,由于考虑了流动各向异性,RSM模型计算结果能够捕捉到流场横截面中的二次旋涡流动,相对k-ω-SST模型更为准确地模拟了壁面及角流区附面层流动形态和分离特性,与实验数据吻合的更好。分析激波串第一道“λ”激波在壁面角流区的激波分叉结构发现,激波串在壁面的作用下,在管道内的上下壁和侧壁附近都会发生激波分叉现象形成三维“λ”激波;其中第一道“λ”激波的前腿激波会在近壁处二次发生激波/附面层干扰作用,形成范围较小的新的“λ”分叉激波。     

Bump进气道中鼓包诱导的激波/边界层干扰特性

为了探索Bump进气道中鼓包诱导的锥形激波和机身发展而来的湍流边界层干扰问题,分析其气动优势,首先选取了半锥和半棱锥这两种与鼓包的流场结构具有一定相似性的构型作为参照,采用数值仿真方法,分别对这三类典型的三维激波/湍流边界层干扰问题进行了流场分析。在此基础之上,设计了三个不同马赫数的鼓包,并研究了设计马赫数对鼓包流场特性的影响。结果表明:当三类构型的无黏激波强度相等时,半锥诱导产生的旋涡强度最强,鼓包次之,半棱锥最弱。尽管鼓包诱导的流场非常复杂,其干扰流场却呈现出准锥形相似的特性。虽然半锥对边界层的排移能力最强,但是综合考虑边界层排移能力及进气道出口流场畸变下,鼓包最具优势,这也是其被选为超声速进气道前缘压缩面的重要原因之一。此外,在设计状态下,适当增加设计马赫数能改善鼓包排移边界层的能力,但设计马赫数太高,边界层排移能力基本不变,反而使得进气道总压损失急剧增加。      

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。     

推进系统实时模型建立与仿真

在进行飞行模拟和综合飞行/推进控制研究时,建立高逼真度的推进系统实时模型是极其必要的。本文提出了一种线性化技术为基础建立的状态空间形式的发动机实时模型,并检验了实时性,精确性和实用性。     

抽吸位置对固冲发动机进气道性能的影响

对于设计马赫数为3的固冲发动机,用二维数值模拟的方法研究了一次燃气流量可调,即背压变化的范围较大的进气道,在不同位置设置抽吸孔对进气道不起动马赫数、抗反压能力以及总压恢复系数的影响。在内压缩段设置抽吸孔使进气道的不起动马赫数由2.7降低为2.4,抗反压能力提高了12.28%;外压缩段抽吸使进气道的不起动马赫数由2.7降为2.6,抗反压能力没有提高;而喉道段抽吸的进气道抗反压能力提高了11.24%,不起动马赫数没有变化。内压缩段和喉道段抽吸可以在一定工况下提高总压恢复,尤其是喉道段抽吸可以提高超额定工况下的总压恢复系数。最后提出了一种提高进气道在马赫数为3～5工况下运行的性能提升方案,在马赫数为4～5工况下总压恢复平均提高了5%左右。      

超音速进气道建模方法研究

对某可调混压进气道在不同攻角、不同马赫数、不同斜板角度下进行了大量的数值计算。给出了设计状态下进气道内外流场特征;分析了攻角变化对进气道流场的影响;以数值仿真结果为基础,利用B样条理论建立了反映攻角、马赫数及可调斜板角度变化的超声速进气道数学模型。根据此数学模型,分析了攻角和进口气流马赫数对进气道性能的影响,同时给出了斜板对进气道性能的影响。      

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.     

三维进气道粘性流场数值模拟

对三维进气道流场进行了数值模拟,将三维进口激波系的数值模拟结果与二维模拟及激波理论估算值进行了对比.说明可以用现有的计算方法对三维进口波系进行评估.对三维进气道内管道流场的模拟由于受诸多因素的影响,与试验结果相比会有一定差别,本文对此进行了分析.同时对计算的边界条件及收敛特性也进行了分析.     

用于飞行模拟器的发动机闭环实时模型的研究

 介绍一种用于飞行模拟器的双轴涡喷发动机实时模型。该模型采用状态变量法建立 ,简介了建模原理、软件结构及仿真结果 ,表明该模型在全飞行包线内具有较高的精度和实时性 ,无论其稳态性能还是动态响应都能较好的地反映真实发动机在飞行状态中的物理特性     

高速铁路隧道初始压缩波一维流动模型的数值分析方法

基于隧道内空气流通截面是时间和距离的二元函数条件与一维流动理论,提出了高速列车驶入设有缓冲结构隧道端口时产生初始压缩波的数值分析方法。一维流动理论采用考虑摩擦、传热以及空气质交换等因素的一维可压缩非定常不等熵流动模型。数值分析方法采用广义黎曼变量特征线法。与国外有关未设缓冲结构、开孔型与未开孔型缓冲结构的隧道端口三种情况的现车试验结果进行了比较,表明本文所建方法正确、合理,能够模拟计算多种类型缓冲结构条件下的压缩波波动规律。     

二维非常规压缩型面超/高超声速进气道的设计概念

为了提高满足一定尺寸要求的进气道的性能,提出了一种非常规压缩型面进气道,并用数值模拟手段对该进气道和常规的二维斜楔式进气道的性能进行了比较。数值模拟结果表明,设计工况下该进气道能够获得跟常规二维斜楔式进气道大致相当的气动性能。非设计工况下,该进气道性能优于常规进气道。一体化设计时,该进气道对保持前机体来流附面层的稳定性十分有利。     

典型二元高超声速进气道与侧压式进气道的性能比较

在相同的约束条件下运用高超声速进气道已有的相关设计方法设计了两类典型的二元进气道与侧压式进气道,利用数值模拟手段对两类进气道的流场结构和总体性能开展了对比研究.研究发现,二元进气道出口流场畸变较小,流场均匀性优于侧压式进气道;二元进气道流量系数对飞行马赫数的敏感程度远高于侧压式进气道;设计点,二元进气道性能优于侧压式进气道.非设计点,尤其在接力状态下,侧压式进气道性能突出;侧压式进气道阻力特性优于二元进气道,而二元进气道的前体升力则高于侧压式进气道.      

变后掠角+变侧压角曲面压缩的高超侧压式进气道数值仿真

为进一步提高侧压式进气道性能,提出了变侧压角与变后掠角+变侧压角两种曲面压缩的侧压式进气道设计方案,利用数值仿真手段对其Ma=6,Ma=4下的流场结构及总体性能开展了研究,并与常规平面压缩的侧压式进气道进行了比较.结果表明,曲面压缩的侧压式进气道性能要明显优于常规平面压缩进气道;采用变后掠角+变侧压角设计的曲面侧压式进气道具有前掠与后掠两种进气道的优点,能显著提高进气道高低马赫数下的性能.计算发现,Ma=6设计点下,变后掠角+变侧压角曲面侧压式进气道流量系数较常规进气道提高4.1%,总压恢复系数提高5.3%;Ma=4来流条件下,流量系数提高6.3%,总压恢复系数提高5.4%.