基于多缝放气自适应流动控制的超声速进气道数值研究

针对一种超声速混压式二元进气道,设计了多缝放气自适应流动控制方案,采用数值方法分别对有放气措施和无放气措施的进气道特性进行仿真对比分析,获得了放气对进气道自起动能力、临界性能及阻力特性的影响规律。结果表明:在进气道内收缩段开设系列放气缝,可以在保证进气道自起动能力的情况下大幅提升其临界性能,同时该种流动控制措施可通过唇口斜激波及其反射激波的移动实现放气量的自适应调节。对比分析发现,所设计的多缝放气流动控制方案,在设计状态下进气道的抗反压能力和总压恢复系数较无放气措施方案分别提高12.15%和7.11%,流量损失和阻力增加仅为0.71%和2.7%;巡航状态下,阻力增幅进一步减小,仅为1%。      

超声速进气道数学模型研究

应用数值模拟方法对二级斜板可调的二元混压式超声速进气道的内流场性能进行了研究，根据数值模拟二元混压式超声速进气道内流场的计算结果，得出每个网格点上的压力，温度，速度及密度等参数，从而求出进气道的总压恢复系数和流量系数，并归纳出进气道主要性能参数与状态参数和几何调节参数之间的关系，得出进气道的特性曲线，建立了二元超声速进气道的数学模型，利用此数学模型，可确定进气道在不同状态下的主要内容特性参数值，并作为建立带进气道、矢量喷管的发动机数学模型的建模基础，对进气道、发动机、矢量喷管的一体化控制有重要的参考价值。     

二元超声速进气道流管压缩量特性与应用初步研究

为研究流管压缩程度与超声速进气道临界总压恢复系数的规律,以双楔外压式进气道为例,对不同来流马赫数、多种方案进行实例研究。研究马赫数范围为2.0至4.0,各种压缩方案涉及宽泛的总转折角范围和多种楔角组合方式。研究结果表明,就通常设计中常用的压缩方案范围而言,临界总压恢复系数与流管收缩比呈明显的正相关变化规律,并在一定的范围内两者呈近似线性关系,基于流管收缩比可实现对临界总压恢复系数大小的近似判断。      

一种基于流管收缩比分析超声速进气道临界性能的方法

为研究进气道临界总压恢复系数与主要几何特征之间的联系,通过零维流动分析,提出了一种基于流管收缩比计算临界总压恢复系数的理论公式,并与通常采用的基于喉道参数的计算方法进行对比分析,阐述了两种计算方法的不同物理意义。该公式表明,进气道临界总压恢复系数等于流管收缩比、函数K(Ma_th)及Q(Ma∞)三项乘积。研究了计算公式中各变量对临界总压恢复系数的影响,分析表明流管收缩比是决定临界总压恢复系数的重要变量。在大多数情况下,流管收缩比与临界总压恢复系数具有正相关的变化规律。      

一种超声速进气道侧壁面流场控制研究

为改善二元超声速进气道前体激波与侧壁面边界层干扰问题,提出了一种在侧壁开泄流气缝的流场控制方法并进行了数值仿真验证,然后研究了侧壁面开缝的宽度、位置、角度等典型几何参数对进气道性能的影响规律。结果表明:设计马赫数下侧壁开缝使进气道唇口角区处的溢流明显减小,进气道内通道进口流场得到改善,进气道流量系数提高2.27%,喉道截面总压恢复系数提高3.37%;在非设计状态下,进气道性能也有一定的改善。典型几何参数研究结果表明,当侧壁开缝位置位于前体斜激波位置(L=-1.4～-0.21)、开缝宽度为0.85～1.10倍当地边界层厚度时,对进气道性能的改善效果最佳,而开缝的角度影响并不明显。     

涡流发生器对Bump进气道性能影响数值研究

以一种Bump进气道为研究对象,通过在S弯扩压段入口处布置涡流发生器来控制流动分离,减小出口总压畸变。采用CFD数值计算软件对Bump进气道在设计点(Ma=2.0)与非设计点(Ma=1.8,0.8)工况下内、外流场进行计算,分析不同涡流发生器方案的效果。计算结果表明:在设计点工况下,安装涡流发生器能够抑制流动分离,改善进气道流场品质,减小出口总压畸变;在一些非设计点工况下会增大Bump进气道出口总压畸变;Bump进气道总压损失有所增大,不同叶片间距的涡流发生器对总压损失的影响相当。      

超声速二元进气道流场特性分析

采用一维气动分析和三维流场数值模拟两种方法,对超声速二元进气道的性能进行了研究.研究结果表明,超声速进气道侧向膨胀对进气道性能影响显著,侧向膨胀使进气道喉部马赫数增大,扩张段正激波强度增大,进气道总压恢复系数和流量捕获系数都减小.     

一种CARET进气道喉部附面层抽吸数值研究

以一种CARET(后掠双斜切双压缩面)进气道为研究对象,设计喉道附面层抽吸槽以控制流动分离。采用CFD数值计算软件对进气道在设计点工况下（马赫数为2.0)下内、外流场进行计算,以总压恢复系数和进气道出口总压畸变为评价指标分析不同抽吸方案的效果。结果表明:喉道附面层抽吸能够稳定结尾正激波,削弱激波/附面层干扰,抑制流动分离,显著改善流场,提高总压恢复系数,减小出口畸变;喉道段抽吸槽位置靠前能够明显降低出口畸变;随着抽吸量的增大,附面层抽吸对进气道内特性性能提升的贡献越来越小。      

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%.     

热激励在超声速进气道内对激波诱导的边界层分离的控制机理

通过数值模拟的方法研究了马赫5的超声速进气道内,热激励对激波/边界层相互作用的控制机理。研究了热激励器放热功率(E)、热激励器展向放置数目(N)和热激励器到控制激波的距离(S)三个参数在超声速进气道内激波控制和边界层分离改善中的表现。分别针对以下四种条件进行了数值模拟:1)E=2k W、N=2、S=0.02m;2)E=3k W、N=2、S=0.02m;3)E=2k W、N=3、S=0.02m;4)E=2k W、N=2、S=0m。分析发现:在以上四种条件下,均可观察到热激励在控制激波和改善激波诱导边界层分离上有着显著的效果。热激励器的放热功率对激波的控制效果有着明显的影响,在本文所考虑的热激励能量范围内,放热功率越大,原激波角的改变越大,最终分离区的改变越明显;展向放置的热激励器数目N影响着输入到流场的能量密度,并且N越大,壁面附近的激波面越趋于平面。尽管N对上壁面沿展向的压力分布无明显影响,但对上壁面分离区大小有明显的影响;对比条件1和4下的计算结果,发现S=0.02m可以得到很好的控制效果,而S=0m时流场结构几乎没有变化,这就表明热激励器必须放置在控制激波上游的一定距离处才会有预期的效果。     

一种锯齿状唇口超声速轴对称进气道特性

为探究锯齿状唇口对进气道气动特性的影响,完成了一种常规唇口轴对称进气道设计后,在保持其他基本构型参数和几何特征不变的基础上,通过对其唇口进行剪切构造出锯齿状切口,得到了一种锯齿状唇口超声速轴对称进气道,采用标准k-ε湍流模型对比分析了该进气道与原始型面进气道的气动特性.结果表明:锯齿状唇口进气道通过唇口溢流牺牲流量系数...     

某 Bump 进气道流动控制计算研究

以某 Bump(凸包)进气道为研究对象,采用 CFD 数值模拟技术对其内、外流场进行计算,重点研究超声速来流马赫数 M∞=1.60下进气道气动、流场特性;根据进气道内、外流场特点,分别设计机身棱线涡扰流片、进气道抽吸及射流流动控制装置,目的在于提高飞机 M∞=1.60来流、进/发匹配点条件下进气道总压恢复、降低出口流场畸变;采用 CFD 技术对各流动控制装置效能进行计算,基于计算结果,对各流动控制装置效能及典型装置流动控制机理进行了分析。研究表明,M∞=1.60来流、负迎角下,扰流片作用不明显;采用进气道抽吸或射流控制措施,对提高进气道总压恢复有效。研究结果可为类似 F-35那样的隐身战机 Bump 进气道流动控制或工程发展提供一定的技术参考。     

基于弹体表面吹气的埋入式进气道性能改善

针对埋入式进气道进口处吸入了大量的弹身边界层低能流而导致的总压恢复系数较低,出口流场畸变较大的问题,提出了一种基于弹体表面吹气的埋入式进气道流场控制概念,并采用数值仿真先对不带进气道的纯弹身模型进行了边界层控制研究,而后进一步对完整的进气道/弹身模型进行了仿真分析,获得了吹气控制措施对埋入式进气道流动结构和工作性能的影响特性.结果表明:合适的吹气方案确实能够有效地吹除部分弹身边界层,改善埋入式进气道进口前的边界层状况及内通道流态,提高其总压恢复系数并降低出口流场畸变.设计状态下埋入式进气道的总压恢复系数提高了1.5%,畸变指数降低了6.6%.      

滑流对涡桨飞机进气道气动性能影响的研究

螺旋桨滑流产生的加速效应、旋转效应、粘性效应等对于处于后方的进气道性能有显著的影响。基于计算流体力学方法(CFD),通过求解非定常 RANS方程,采用滑移动态网格技术来模拟螺旋桨的旋转,建立考虑螺旋桨滑流的飞机进气道气动特性数值仿真方法;以某多轴式涡桨动力系统为研究对象,对螺旋桨滑流对进气道内流的影响进行分析。结果表明：在地面与起飞两个大拉力状态下,有滑流进气道出口总压恢复系数较无滑流的有所提高;而巡航状态下有滑流进气道出口总压恢复系数却降低,除地面小速度状态外,在起飞以及巡 航飞行状态下,滑流会增加进气道出口总压畸变指数。     

双模态冲压发动机高超进气道的实验研究

设计了侧压角为6°,后掠角45°,斜楔板压缩角分别为4°和8°的两套带隔离段的高超三维侧压式进气道,通过风洞实验研究了来流马赫数、出口反压、斜楔板压缩角以及隔离段等对进气道性能的影响.实验结果表明,在高来流马赫数及较小的斜楔板压缩角时,进气道的流量系数、总压恢复系数较高.总增压比在不同斜楔板压缩角时基本保持不变.     

一种大偏距埋入式进气道气动特性试验

对一种大偏距埋入式进气道进行了高速风洞试验研究,得到了该进气道的气动特性,结果表明:①巡航状态时,出口马赫数的变化对进气道性能影响不大,进气道具有较高的巡航性能.②在试验研究的范围内,随飞行马赫数的增加,进气道性能有所下降;攻角的增加对进气道性能有所改善,侧滑角的变化对进气道性能影响不大.③进/发匹配点时,进气道通道内气流脉动功率谱密度分布呈现白噪声特征,在大攻角或偏航条件下进气道气流脉动功率谱密度有明显的峰值.