一种内转式TBCC进气道气动设计及分析

提出了一种基于内转式进气道利用二元楔板转动的TBCC进气道可调设计方法及方案,进气道采用平动式模态转换装置,并对其不同来流马赫数及模态转换过程的气动特性开展了三维数值模拟分析,同时探究了进气道方转圆扩张段典型参数对进气道性能影响.结果显示:给出的可调进气道变几何方案解决了高马赫数气动性能与低马赫数起动性能的兼容问题,平...     

内转式进气道流动控制研究

为了改善内转式进气道的性能,采用数值仿真的方法研究了内转式进气道的流动特征及流场控制技术。研究表明:在近壁面唇罩激波诱发了二次流,进而发展形成流向涡,造成低能流堆积,流场分布不均,消弱了进气道的抗反压能力。采用型面流场控制技术,重构进气道肩部压力与边界层分布,能够有效抑制流向涡的强度,减小流动损失,改善隔离段出口流场均匀度,提高其抗反压能力。与原方案相比,在设计状态流场控制方案隔离段出口总压恢复系数提高20%;最大抗反压能力提高28.4%;总阻力增大9.0%,进气道自起动马赫数由原方案4.2下降到该方案3.8。     

内转式进气道自起动性能研究

为了研究内转式进气道的自起动性能以及下壁面泄流对自起动的影响规律,开展了数值计算和风洞实验,数值计算采用准定常的方法,风洞实验通过阴影录像以及下壁面丝线显示相结合的方法确定进气道的起动状态。结果表明Ma5、攻角0°时进气道不能自起动,下壁面存在大范围的三维流动分离,流动损失严重。为了提高进气道的自起动能力,在下壁面距前缘400mm位置开孔泄流,开孔区域约100mm×40mm,开孔率0.2,实验模型孔径3mm;研究表明,泄流后进气道顺利自起动,总压恢复系数提高了0.25,泄流量损失仅为捕获流量的1%。进一步数值研究表明,泄流构型在攻角0°时的自起动马赫数在4.3～4.4,泄流极大地拓宽了进气道的工作范围。     

高超声速双模块内转式进气道的流动特性研究-Part II 攻角影响

为了研究飞行攻角对高超声速双模块内转式进气道流动的影响,本文通过试验和仿真方法,获得了0°,4°和6°攻角条件下进气道模块内的流动结构。结果表明：在本文研究的攻角范围内,进气道均可起动,进气道压缩面侧的压力变化体现了基准流场的流动特性。在耦合作用下进气道模块间压缩面诱导的激波形态沿流向由弓形逐渐发展为钟形,并且在外压缩激波的扫掠影响下进气道的三个角区出现了强度不同的旋涡结构。进气道压缩面侧的角区旋涡随着攻角的增加而逐渐增强,而进气道出口截面上低能流区域随着攻角的增加而逐渐减小。低能流区域内的二次旋涡呈现不同的变化趋势,位于上半截面的旋涡随着攻角的增加其逐渐向上移动,而位于下半截面的旋涡位置基本保持不变。     

宽速域组合动力 TBCC 新型三维内转式进气道设计分析

基于特征线理论自主开发了新型变中心体内转式进气道设计软件,设计了一种 Ma0~6 宽速域组合动力 TBCC三维内转式进气道,并开展了分析。数值仿真结果表明,进气道在冲压单独工作状态性能优良,共同工作时,涡轮通道性能欠佳。后续有必要改进设计方案,采取流动控制措施调节措施,改善进气道起动问题及提高涡轮通道性能。     

三维内转式进气道双激波基准流场的设计方法

探索了一种三维内转式进气道基准流场的设计新思路,基准流场由特征线方法设计的曲面压缩系统组成,包含一道入射激波和一道末端激波,消除了激波在内通道的连续反射。通过数值模拟对该设计思路进行了验证,结果表明:该双激波轴对称基准流场,前缘激波和末端激波入射位置与设计吻合,末端激波入射在肩点且完全实现消波;特征线计算获取的外壁面马赫数分布和CFD结果吻合较好;经过设计,在喉部截面上流动参数比较均匀,总压恢复系数达到0.91;无粘条件下流线追踪进气道完全继承了基准流场的流动特征,流量捕获系数0.999,喉道总压恢复0.88,与同设计条件流线追踪Busemann进气道相当。     

利用渗透边界模型分析三维内转式进气道启动性能

进气道抽吸区域一般包含大量抽吸孔,这些抽吸孔的网格前处理异常繁复、离散求解及CFD仿真困难。为避免这些问题,利用集成了渗透边界模型的数值仿真软件AHL3D模拟小孔抽吸,获得了小孔抽吸对三维内转式进气道Ma4~6内的启动性能的影响。结果表明:同等条件下,渗透边界与抽吸孔仿真的机体侧壁面压力曲线基本重合,且进气道喉部参数最大差别小于1.5%,说明利用渗透边界模型研究抽吸对进气道启动性能的影响具有可行性;边界层抽吸位于分离泡最高压力点附近时,可实现进气道宽马赫数范围(Ma4~5.5)的启动;Ma5条件下,开孔率在0.1左右,进气道实现启动,且启动后流量抽吸率低于1%;抽吸背压为6.5倍来流静压时,进气道实现启动,启动后流量损失几乎为0,压力分布规律与远场初始化得到的启动流场完全一致。     

内转式进气道进出口宽高比对流动特性的影响

为研究内转式进气道进出口宽高比对流动特性的影响规律,通过设置宽高比不等的矩形进出口形状,对不同进出口宽高比组合方式下的进气道性能进行了数值模拟。在Ma6设计点对多个模型的计算结果表明:出口与进口宽高比的比值是影响进气道性能的关键参数,该比值在1～1.5内进气道总压恢复系数较高,最大增幅达25.3%;该比值为1时进气道出口气流畸变最大,通过设置合理的进出口比值可有效减小出口气流畸变,且最大降幅达40.5%;此外,进出口宽高比在0.8～2.4内,增大进出口宽高比可最多缩短25%的进气道长度。     

圆形出口内转式进气道流动特征

采用数值仿真的方法研究了内转式进气道的流动特征。研究表明:设计状态在近壁面唇罩激波诱发了二次流,进而发展形成流向涡,造成低能流堆积,隔离段出口流场分布不均,消弱了进气道的抗反压能力。有攻角条件下,口面激波偏离唇罩前缘,激波形态发生改变,激波波面中部展向具有准二维特性,压缩面两侧气流压缩变弱,激波层变薄,出现局部膨胀区;有攻角条件下的无黏流场,在进气道压缩段形成三维流向涡,该流向涡促进高能高速气流向壁面迁移,改善了黏性条件下隔离段出口流场的均匀度。     

基于PNS算法的高超声速内转式进气道优化设计

为解决内转式进气道优化设计中计算代价过大的问题,将单次扫描空间推进PNS方程(SSPNS)应用于高超声速内转式进气道单目标及多目标优化设计。计算来流马赫数4.5,收缩比5设计条件下的构型,SSPNS与NS计算结果中,流场结构基本一致,出口截面总压恢复系数、压升及马赫数符合得较好,SSPNS耗时不到NS的百分之一,验证了SSPNS的可靠性及高效性。以总压恢复系数最大为目标,使用多岛遗传算法和非线性序列二次规划(MIGA+NLPQL)的单次组合策略及指针自动控制优化策略(Pointer-2)分别进行单目标优化,得到的最优值为0.530及0.559,较初值0.464提高14%和20%。Pointer-2计算次数少、计算结果优,说明该优化模型中Pointer-2具有更高计算效率和更强的全局探索能力。以总压恢复系数和压升最大为目标,通过多目标遗传算法进行优化,得到Pareto前沿,并拟合出具有工程价值的总压恢复系数与压升非劣解关系式。     

带预压缩性质的高马赫数内转式进气道设计

传统的轴对称基准流场存在两个问题:进气道内收缩比较大,起动性能差;前缘弯曲激波在靠近中心体附近剧烈弯曲,激波损失很大,极有可能造成唇口激波脱体。为此,设计了新型的轴对称基准流场,把较强的前缘激波设计为两道较弱的预压缩激波,显著提高了进气道喉道的总压恢复系数。模拟结果表明,基于新型轴对称基准流场设计的内转式进气道性能优良,但存在溢流较严重等问题,还需进一步研究。     

矩形转圆形高超声速内收缩进气道数值及试验研究

采用压力梯度先增大后减小压升规律轴对称基准流场,结合流线追踪及截面渐变技术设计了矩形转圆形内收缩进气道模型,并采用4°斜楔模拟飞行器前体,对前体、进气道一体化模型进行了数值模拟和风洞试验,初步得到了该进气道的流场结构及总体性能.设计点和接力点的数值模拟结果表明该进气道可在马赫数Ma=4～6状态下正常工作,且具有良好的总...     

乘波前体三维内转进气道气动融合设计

在传统三维内乘波进气道设计方法的基础上,发展了一种具有乘波压缩特征的前体三维内转进气道气动融合设计方法。通过构造合适的双波入射基本流场,结合斜激波理论,可以推导出一种上游二维乘波流动叠加下游三维内收缩流动的基准流场。在此流场基础上进行流线追踪与气动融合设计,获得了一种乘波前体加三维内转进气道的气动布局方案。对该进气道方案数值模拟研究结果表明:在Ma6.0的设计状态下,该方案流量捕获系数能够达到0.96,总压恢复系数为0.53;而在Ma4.0的非设计状态,该方案流量捕获系数能够达到0.71,总压恢复系数为0.70。此外,与典型的前体二维混压进气道进行对比研究,乘波前体三维内转进气道方案总体性能提升明显,尤其是进气道流量捕获系数在设计状态下较二维方案上升了4.1%。     

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。     

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。