二维高超声速进气道优化设计方法研究

对二维高超声速进气道的优化设计方法进行了研究。采用拟Newton法作为优化方法,结合代数法生成的结构化网格以及流体计算软件Fluent,形成对二维高超声速进气道进行二维优化设计的设计软件系统。运用该系统,以总压恢复系数为目标,分别对3道激波外压、1道激波内压和3道激波外压、2道激波内压的二维高超声速进气道在设计点(飞行马赫数6.0,飞行高度25 km)进行了二维优化设计。设计算例表明,运用该系统对二维高超声速进气道进行优化设计是切实可行的。     

高超声速二维前体进气道一体化优化设计研究

在飞行器前体进气道的一体化优化设计中,最大总压恢复系数是一个必须考虑的参数.本文从二维高超声速进气道的最大总压恢复系数入手,通过理论分析给出了高超声速飞行器从2波系到6波系的二维高超声速飞行器前体进气道的一体化优化设计计算模型.采用拉格朗日乘子法和序列二次规划法(SQP)分别计算了进气道内一道内激波和两道内激波时的情况,给出了进气道的最大总压恢复系数、进气道内马赫数、激波偏转角和激波强度随来流马赫数的变化关系.比较两种方法的计算结果可知采用的计算方法是合理的.     

高超声速咽式进气道起动特性研究

为了研究高超声速咽式进气道在非设计迎角以及低马赫数下的起动性能,利用流线追踪生成了设计马赫数Ma=7,具有8-7无粘基本流场（即俯仰平面内的斜激波由和自由来流呈8°夹角的斜压缩面产生;偏航平面内的斜激波由和自由来流呈7°夹角的斜压缩面产生）的咽式进气道,并对边界层修正前后的两种咽式进气道进行了数值模拟和高超声速风洞实验。实验观测和记录了各个来流条件下进气道模型唇口的激波系结构,测量了沿进气道模型上下壁面中心线从气流进口到出口的沿程静压分布。结果表明：迎角的增大和来流马赫数的减小都会对进气道的起动性能造成不利的影响,通过对咽式进气道进行边界层修正,可以提高进气道的总压恢复系数,减小内收缩比,从而扩宽进气道起动的马赫数以及迎角范围,对进气道设计有着积极的作用。     

二元混压式进气道压缩段性能快速估算及优化

冲压动力导弹的进气道性能决定了导弹动力系统的优劣,因此在冲压动力导弹设计初期,有必要对二元混压式进气道超声速压缩段性能进行快速估算及优化。针对该问题,提出将进气道外形进行参数化建模,建立基于特征线及边界层理论的进气道性能快速估算方法,并通过激波边界层干扰分离指标变量以及喉道流动参数二次修正,提高对进气道性能估算的精度。估算结果与CFD计算结果的对比,表明了该方法可以对设计状态下二元混压式进气道超声速压缩段阻力系数、平均总压恢复系数及流量系数进行具有较高精度的快速估算,最大误差不超过1.5%。此外该方法与遗传优化算法结合,对进气道超声速压缩段外形设计参数进行快速优化,使进气道压缩段阻力系数下降了13.8%,表明该结合方法可在冲压动力导弹设计初期阶段提高二元混压式进气道的性能。     

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。     

二元高超声速进气道内压缩通道/隔离段曲面构型

对于二元高超声速进气道内压缩通道及隔离段设计,提出了进气道下壁弧形曲面构型方案。在一系列不同收缩比、不同波系配置的平面构型进气道基础上,通过基于N-S方程的数值模拟研究了不同半径的弧形过渡曲面对进气道性能的影响。发现采用弧形曲面过渡可以削弱平面构型方案对气流不必要的膨胀,减小隔离段进口处上侧壁面高压,改善隔离段进口气流均匀性。新构型有助于降低起动马赫数,且弧形过渡半径越大,收缩比越大,降低的程度越明显;还可以大大提高进气道的总压恢复,无须最后一道内压激波打在下壁面肩点上即可获得较高的性能。     

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...     

压力分布可控的高超声速进气道/前体一体化乘波设计

在二维弯曲激波高超声速进气道基础上,发展了一种压力可控的进气道/前体一体化乘波设计方法。通过事先指定前体/进气道壁面压力分布,结合二维特征线反设计方法,可以逆向设计出流向、横向压力分布规律都可控的进气道/前体外压缩段型面。采用该方法,设计了一种二维进气道/前体一体化方案,并对其进行数值模拟。结果表明：设计状态下,与不带侧板二维进气道相比,此类一体化方案中的进气道设计状态流量系数提高27%,出口压比提高48.5%,总压恢复系数提高10%;与楔导乘波理论设计的一体化方案相比,压力可控的一体化方案具有相似的外形尺寸和乘波特性,但进气道流量系数则较楔导乘波方案提高了5%,进气道出口压比提高6.4%,总压恢复系数提高2.3%。     

非传统激波封口设计在高超声速进气道中应用可行性研究

在马赫数4,5,6条件下借助轴对称数值模拟对4个高超声速轴对称进气道性能,即传统激波封口进气道、非传统激波封口进气道、改进非传统激波封口进气道和弯曲激波进气道,进行了比较研究。传统激波封口设计要求进气道各道外压缩激波在设计状态一起交于唇口,非传统激波封口设计要求各道外压缩激波分别在不同马赫数下交于唇口。结果表明:与传统激波封口进气道相比,非传统激波封口进气道在非设计状态的流量系数明显更高但在设计状态的总压恢复系数偏低;合理地改进设计能够减少非传统激波封口设计造成的总压损失。     

"X"布局高超声速倒置进气道激波与附面层干扰

采用标准k-ω SST湍流模型数值计算方法,针对二元高超声速倒置进气道激波与附面层严重的干扰现象,采用分流楔抑制激波与附面层干扰方法,对有无分流楔的进气道性能及流动机理特征进行了详细的研究。结果表明:采用分流楔的流动控制方法,有效抑制了激波/附面层产生的分离包对进气道内流动的干扰;提高倒置进气道的气动性能,进气道的总压恢复系数和流量捕获系数均有提高,计算模型的壁面总阻力系数得到一定程度的减小。数值计算结果表明,在分流楔尾迹中强剪切流动在一定程度上缓解了激波与附面层干扰的强度;在分流楔后缘存在稳定的横向涡,由于气流进入尾迹驻涡是来自附面层外的总压较高的高能流体,提高了附面层的抗逆压能力;由于尾迹驻涡的存在使得分离涡没有向弹体周向扩散,减小了阻力。该方法实现了对高超声速倒置进气道激波/附面层干扰的抑制,揭示了其抑制的机理。     

高超声速二维混压式前体/进气道设计方法研究

以飞行Ma数Ma=6,H=25km为设计点,分别采用等激波角和等激波强度设计方法,并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,分别对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道进行了初步设计,分析并比较了几种方案进气道的设计点和非设计点性能及二维流场。研究表明,在低飞行Ma数下,唇口带有斜楔的前体/进气道起动性能和总压恢复优于唇口平直的,在高飞行Ma数下,唇口平直的前体/进气道冲压比高、外罩阻力小,而唇口带有斜楔的前体/进气道总压恢复系数高,外罩阻力相对较大。另外,分别采用等激波角和等激波强度方法设计的前体/进气道性能相近。本文提出的方法对于二维混压式高超声速前体/进气道方案的初步筛选具有一定的适用性。      

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.      

双下侧定几何二元混压式超声速进气道的风洞试验

 针对一种应用于导弹上的冲压发动机用双下侧布局二元混压式超声速进气道气动特性开展了高速风洞试验研究。研究结果表明,随着反压比的提高,进气道总压恢复系数提高,临界状态后结尾激波系能停留在收缩通道内,在稳定亚临界状态下进气道总压恢复系数最高,但流量系数略有降低;随着来流马赫数的增大,进气道总压恢复系数下降,流量系数在小于设计马赫数下逐渐提高,激波贴口后流量系数基本不变;随着迎角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数随之提高,在Ma＝2.5,侧滑角β＝0°,迎角α增大到6°时进气道出现流量堵塞现象,性能降低;随着侧滑角的增大,两个进气道的性能均下降,迎风侧进气道相对背风侧进气道下降更厉害,在Ma＝2.5,α＝2°,β＝2°时背风侧进气道出现流量堵塞,性能降低;小角度滚转对进气道性能影响不大。     

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。     

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。     

进口轴向和水平投影同时可控的内收缩进气道设计

为了满足两侧进气布局高超声速飞行器乘波前体与进气道一体化设计要求,基于特征线法和流线追踪技术提出了一种进口轴向投影和水平投影同时可控的内收缩进气道设计方法。采用该方法设计了进口轴向投影和水平投影均为超椭圆的内收缩进气道并在设计点(马赫数为6.0）对其进行数值仿真验证。结果表明:进气道进口轴向投影和水平投影均符合预期设计。进气道能保持基准流场的波系结构和沿程压力分布,无黏时可以全捕获来流,喉道截面性能与基准流场基本相等。有黏时,进气道也具有较高的压缩效率,流量系数和出口总压恢复系数分别为0.96和0.56。因此,上述设计方法可行有效。      

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。     

四段修型弥散反射激波中心体基准流场研究

针对高超声速内收缩进气道宽马赫数范围工作的要求,设计了一种四段修型弥散反射激波中心体基准流场,可明显提高基准流场来流马赫数高于设计点来流马赫数（6.0）时的压缩效率,巡航点（来流马赫数为7.0）出口总压恢复系数较下凹圆弧中心体基准流场提高了2.3%.此外,基于两种基准流场分别设计了圆形进口内收缩进气道并在来流马赫数为5.0~8.0范围内进行数值计算,结果表明:来流马赫数高于设计点来流马赫数时,四段修型进气道的压缩效率更高.有黏条件下,来流马赫数为8.0时二者的增压比近似相等,四段修型进气道喉道截面出口总压恢复系数相对提高了1.1%.