一种宽马赫数变几何超声速进气道气动性能研究

为了改善二元宽马赫数超声速进气道非设计点下的气动性能,设计了一种来流马赫数为2.0~4.5的变几何超声速进气道,对其气动性能开展了数值仿真研究,得出了性能较优的变几何方案,并与相应的定几何进气道进行了对比.研究结果表明:采用变几何方法可提高进气道在转级点的气动性能;随着来流马赫数的增大而增加进气道的楔角及内收缩比,可降低进气道的喉道马赫数;采用该变几何方法可有效提高进气 道宽工作范围的气动性能,在某些状态下流量系数和总压恢复系数比定几何进气道分别高出19.4%和55.8%.      

超声速铲形进气道数值计算及试验研究

为了研究超声速铲形进气道的气动特性,针对固定几何超声速铲形进气道,利用数值仿真计算及风洞试验,获得了来流马赫数Ma∞=2.5,3.0,3.5,4.0,攻角α=-6°,-3°,0°,3°,6°,8°以及侧滑角β=3°,6°的临界性能。研究结果表明该超声速进气道具有良好的攻角特性,随着攻角的增加,总压恢复系数和流量系数增加;6°侧滑角以内进气道总压恢复系数和流量系数变化量很小。该进气道与飞行器前体一体化设计,能够很好地适应大空域、宽马赫数范围工作需求。     

一种二元定几何混压式超声速进气道流场控制概念研究

针对二元定几何混压式超声速进气道低马赫数时流量系数低加速性能差的问题,提出了一种新的泄流槽流场控制概念,并通过数值仿真,揭示了泄流槽控制激波结构机理及其主要几何参数对进气道性能的影响规律.研究结果表明:采用该流场控制方案可通过泄流槽入口处的波系结构使进气道在低于设计马赫数时的出口总压恢复系数和流量系数相对于原型方案均得到明显提高,而在设计点关闭泄流槽后进气道的性能与原型进气道基本相当,这对改善冲压发动机在低马赫数转级后的加速性能是有利的.      

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。     

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。     

超声速进气道进发匹配安装性能快速计算方法

为了研究超声速进气道与发动机的匹配特性,改善推进系统的安装性能,结合准一维进气道流场计算方法和基于部件法的发动机总体性能仿真模型,发展了一种考虑进发匹配的超声速进气系统安装性能快速计算方法。该方法能够计算不同飞行条件和不同进气道工况下,超声速进气系统的性能和安装阻力。利用文献中的数据对本文的模型进行了校核,并以两斜一正外压式进气道为例,研究了亚声速飞行时的附加阻力和进气道的调节方法。与文献中数据对比表明,进气道总压恢复和流量系数误差小于1.4%,发动机安装推力计算结果误差小于9%。超声速进气道在亚声速巡航状态下由于发动机节流带来较大的附加阻力,而进气道调节可降低高马赫数下的溢流阻力并增加进气道的稳定裕度。     

宽马赫数范围高超声速进气道转动唇口变几何方案研究

结合简单一维流理论讨论了一种工作于Ma=4～7、采用可转动唇口的变几何二元高超声速进气道设计方案,并利用数值仿真手段对其Ma=4下的自起动性能及其他不同工作马赫数下的性能进行了研究.结果表明:所设计的变几何进气道必须辅以附面层排移措施才能在Ma=4下顺利实现自起动;该变几何方案Ma=4下的流量系数达0.7以上,这为飞行器加速提供了强有力保障;与定几何进气道相比,变几何进气道高低马赫数下的总体性能均得到显著提高;此外,转动唇口的铰接位置对自起动性能有重要影响.      

结合局部次流循环的变几何轴对称进气道研究

针对常规定几何轴对称进气道在低马赫数工作时流量系数低、溢流阻力大的问题,提出了一种结合局部次流循环的变几何轴对称进气道,其通过平移进气道一级锥并引入局部次流循环重构前体激波系相结合的方法,保证了进气道在较宽马赫数范围内的流量捕获能力。通过仿真方法验证了这一设计概念的可行性,并与常规定几何轴对称进气道进行了性能对比。结果表明:该新概念可调轴对称进气道在低马赫数工作时具有良好的流量捕获性能,并且在整个工作范围内保持了较高的总压恢复性能。与按传统方法设计的定几何轴对称进气道相比,其流量系数和总压恢复系数在工作范围内的最大改善幅度分别达到27.45%和14.31%。此外,选择合适的非控制状态贴口马赫数对该设计概念的实现效果具有明显的影响。     

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.      

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.