一种带前体的高超声速矩转圆形进气道研究

对一种带前体的高超声速矩转圆形进气道开展了数值仿真及高焓脉冲风洞试验研究。结果表明：(1)来流马赫数为6时进气道出口马赫数为2.60,总压恢复系数为0.40,增压比为39.8,流量系数为0.769;来流马赫数为5时进气道出口马赫数为2.28,总压恢复系数为0.45,增压比为19.7,流量系数为0.643;(2)超声通流时,内通道上、下壁面静压大幅波动;(3)隔离段内较强的横向压力梯度使得进气道出口流场畸变较大;(4)前体横向溢流较大,对进气道性能不利;(5)数值仿真与实验结果吻合较好,验证了计算方法的可靠性。     

吸气式高超声速飞行器前体/进气道一体化设计与试验

针对吸气式高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的问题,以总体指标为约束,采用数值设计手段开展了前体/进气道一体化设计,并对高超声速飞行器进行测压/测力试验,考核了前体/进气道的一些主要性能,结果表明:①设计状态下,数值计算结果表明前体/进气道性能符合总体指标要求,设计手段有效;②数值手段模拟结果和风洞试验结果吻合良好,流量系数最大误差为4％,总压恢复系数最大误差为42％,数值算法有效;③前体/进气道的附加阻力随来流马赫数的增大而减小,0°攻角下,在来流马赫数为4时,附加阻力占总阻力的172％,在总体设计时应予以考虑;④在进行吸气式高超声速飞行器通流测压/测力试验设计时,应充分考虑进气道不起动的试验预案,防止由于进气道不起动导致整个试验的失败.      

密切曲内锥乘波前体进气道低马赫数性能试验研究

基于密切曲内锥乘波前体进气道的一体化设计方法,生成了内外流匹配的一体化三维乘波前体进气道理论构型。在几何约束条件下,完成了实用化构型设计,其总收缩比4.6,内收缩比2.0。开展了来流马赫数3.0,3.5,4.0条件下的风洞试验研究。试验研究结果表明,一体化前体进气道可以在来流马赫数3.5及以上自起动;在马赫3.5和4.0,攻角0°时,其流量捕获系数分别为0.65和0.73,最大抗反压性能分别为26倍和38倍的来流压力。本文的试验研究结果,证实了设计的一体化密切内锥乘波前体进气道能够在吸气式高超声速飞行器的低马赫数端正常工作,并具备较高的流量捕获系数。     

高超声速风洞进气道流量系数测量精度影响因素研究

进气道是飞行器动力装置的重要组成部分,准确测量进气道流量系数是进气道风洞试验的重要内容.对来流马赫数Ma =4.5,5.0和6.0状态下皮托管进气道开展流量系数测量研究,通过对比理论值和实测值,获取各状态流量系数修正系数.试验结果表明,随着来流马赫数增加,进气道流量系数与理论值偏差较明显,并逐渐增大.超声速风洞试验通常认为测量截面总温与来流总温相等,通过对测量截面总温与来流总温偏差以及测量截面流场畸变情况的分析,判断测量偏差主要是由测量截面总温等于来流总温的假设导致的.在高超声速风洞试验中,由于模型壁面热交换的存在,测量截面总温低于来流总温,进气道流量系数测量时需要进行总温修正,以提高流量测量精度.     

二元高超声速变几何进气道气动特性研究

设计了一种唇罩可沿来流方向平移的二元高超声速变几何进气道,对进气道开展了三维数值仿真研究,就气动特性与相应定几何进气道进行了对比.结果表明:通过迎着来流方向平移唇罩,进气道内收缩比由1.80下降至1.57,自起动马赫数由4.9下降至3.4.在来流马赫数为4.0~7.0范围内,变几何进气道与定几何进气道隔离段出口马赫数和增压比相差不大,变几何进气道流量系数和总压恢复系数可实现提升最大值分别为21%和9%.二元高超声速变几何进气道综合气动性能明显高于定几何进气道.      

基于圆锥截线的高超前体气动设计及特性分析

为了探究前体典型几何参数对高超声速前体/进气道气动特性的影响,在相同的前体外压缩角度和几何长度下,对基于圆锥截线参数控制横向截面的高超声速前体流动特性开展了三维数值模拟分析。采用控制变量法研究了高超声速前体宽度比、形状参数、形状角度参数以及水平半宽控制曲线次数对高超声速前体/进气道气动性能的影响。结果显示:上述四个几何参数对前体横向压力梯度的构建均产生一定的影响,导致前体横向溢流,进而影响前体/进气道的气动性能。增大前体宽度比、形状参数、水平半宽控制线次数,减小形状角度参数,可减小前体展向压力梯度及横向溢流,提高前体/进气道流量捕获特性,在本文研究范围内,上述参数变化对应的前体/进气道流量系数分别增加了25.1%,13.7%,20.3%及12.2%。     

几何尺寸对高超声速进气道气动性能的影响

为了探索模型缩尺比对高超声速进气道气动性能的影响,对不同缩尺比的二元高超声速进气道开展了数值模拟研究,结果表明：随着缩尺比的增大,进气道流量系数、隔离段出口总压恢复系数和马赫数均逐渐增大,而静压比逐渐减小,且来流马赫数越高,上述参数变化幅度越大。由理论与数值模拟分析可知,上述现象主要是由于不同缩尺比下,进气道当地雷诺数不同,导致进气道附面层相对厚度变化,进而影响进气道气动性能。理论分析了进气道总压恢复系数与缩尺比的定量关系,就进气道而言,进气道进口处附面层相对厚度减小1%,隔离段出口总压恢复系数提高约0.7%。     

宽高比对二元高超声速进气道性能的影响

对相同迎风面积、不同宽高比的二元高超声速进气道在设计马赫数6.0和非设计马赫数下的三维流场进行了数值模拟,研究了宽高比对进气道流场特征及性能参数的影响。结果表明,随着宽高比的增加,由于进气道长度和气流浸润面积的变化,内压段进口总压恢复系数、进气道流量系数和内部阻力系数逐渐降低;由于侧壁附近三维流动区域占整个流场的比例不同,当宽高比较小时,侧壁附近三维流动效应对进气道性能影响显著,进气道的总压恢复系数相对降低、增压比升高、温升比升高、出口马赫数降低,小宽高比进气道的低马赫数起动性能趋于恶化;设计马赫数下,宽高比的增加使二元高超声速进气道的反压承受能力降低。     

矩形截面高超声速进气道高焓风洞实验

对设计工作马赫数为4.5~6.5的矩形截面高超声速进气道进行了马赫数为6,5及4的高焓风洞实验研究,获得了进气道在不同反压下的性能参数及沿程静压分布.实验结果显示,设计状态下(Ma=6,α=0°),进气道的流量系数和总压恢复系数分别为0.97和0.41,增压比约为来流静压的35倍,隔离段出口马赫数不大于2.6;最大承受反压不小于来流静压的114.5倍.研究还发现,反压升高引起的激波串可停留在内压段,且不影响进气道的流量捕获;当Ma=5,α=0°时,进气道的流量系数不低于0.77,总压恢复系数在0.49~0.67之间.设计工作马赫数及攻角范围内,进气道内未发现明显的流动分离,均可正常起动工作.      

内收缩比可控的二元高超声速变几何进气道研究

提出了一种进气道内收缩比可控、包括唇口后退等几何动作的变几何进气道的设计思路,给出了具体的设计过程及影响因素.据此开展了二元高超声速定、变几何进气道气动方案设计,并进行了细致的数值模拟,给出了进气道气动性能参数随来流马赫数的变化规律,将定、变几何进气道气动性能进行了对比分析,结果显示:设计马赫数下,定、变几何进气道气动性能基本相同;非设计马赫数下,变几何进气道的流量系数明显高于定几何方案,且马赫数越低,两者相差越大.静压比、温升比、总压恢复系数及隔离段出口马赫数则相差不大.      

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...     

乘波前体两侧高超声速内收缩进气道一体化设计

为了探索两侧进气系统的流场结构及气动性能,采用吻切锥乘波前体、压升规律可控的一种高超声速内收缩进气道设计了两侧进气布局的高超声速飞行器一体化进气系统,并进行了数值模拟,研究了进气系统的流场结构、速度特性、攻角特性以及侧滑角特性等。结果表明,设计点前体外流场和进气道内流场相互独立,接力点前体前缘激波和进气道前缘激波相互耦合。由于未吞入前体附面层,因而进气道内激波附面层相互作用较弱,没有产生分离;随来流马赫数增大,进气道总压恢复系数减小,增压比增大显著,升阻比几乎不变;随攻角增大,流量系数增大明显,总压恢复系数略有减小,增压比增大明显,升阻比逐渐增大;随侧滑角增大,进气道总体性能逐渐减小,迎风侧进气道性能下降较小,背风侧进气道性能下降明显。     

基于二维曲面基准流场的流线追踪高超声速进气道设计

以压力梯度可控设计方法优化后的二维曲激波基准流场为基础,结合流线追踪和截面渐变技术实现了矩形进口、圆形进口以及方转椭圆进气道设计,证明基于二维曲激波基准流场可以设计出各种进出口截面形状的高超声速进气道.利用上述设计方法设计的3种不同进出口形状的高超声速进气道,与相同约束条件下的常规二元三楔进气道进行了对比.数值仿真研究表明:3种非常规进气道设计点无黏流场马赫数分布及总体性能与基准流场接近,具有二维基准流场的特征,波系结构简单,出口畸变较小.此类进气道的总体性能相当,较常规进气道可以显著缩短外压段长度,流量捕获能力更强,非设计点也表现出良好的性能.以上结果表明该设计方法是可行的,值得进一步研究.      

不同飞行工况下的某高超飞行器流道特征及气动力特性研究

对一种类似于X-43A飞行器的一体化构形进行了全三维数值仿真模拟,将前体下表面侧沿程静压分布的计算结果与实验结果进行了对比,二者吻合较好,表明数值模拟方法正确,结果可信.在此基础上研究了不同飞行工况下飞行器流道特征及气动力特性的变化.研究结果表明:①研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构和全机气动力特性有着一定影响,使得飞行器全机的升阻比略有下降;②随着飞行攻角的改变,全流道的流动结构和升力系数变化显著,而阻力系数的变化并不明显;③侧滑角导致了不对称的流动结构,但在本文的研究范围内其进气道以及全机的气动特性的不利影响并不明显.      

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。     

高超侧压进气道前/后掠的数值分析和比较

侧板构型和唇口位置是影响侧压式进气道性能的关键参数。选取了5个具有一定代表性的状态点对前/后掠进气道模型进行了计算和分析,重点比较了当侧板前/后掠时进气道的流量系数、压升、出口气流均匀度等性能。通过对比分析,发现侧板前掠时进气道的流量系数、压升大于侧板后掠结果,且进气道出口流场更均匀。当马赫数较低时,前/后掠进气道性能差别比较明显:同为50%溢流窗,来流马赫数4时,侧板前掠的进气道流量系数比侧板后掠的情形高出7.7%;而当来流马赫数为8.09时,侧板前掠的进气道流量系数仅高2.6%。     

高超声速飞行器进气道压缩面逆向设计方法

针对高超声速飞行器进气道压缩面问题,首先研究了激波理论的逆向算法,以此为基础提出了进气道的等强度和等熵压缩面的逆向设计方法,并采用此方法设计了以进气道出口气流参数为设计参数的高超声速飞行器进气道压缩面,然后对两种压缩面进行了性能分析和数值仿真.结果表明:通过逆向设计方法设计进气道压缩面是可行的,其相对于传统方法耗时大大减少;理论计算表明相同设计条件下两压缩面几何参数基本一致,而来流参数也基本不变,设计点下等熵压缩面总压恢复系数高出等强度压缩面6.3%.数值仿真验证了该方法的可行性并研究了非设计状态下两种压缩面的各项性能参数,同时对比了不同马赫数下进气道内部波系分布和气流均匀性.