可调混压进气道超额定工况黏性作用理解

进气道研制在各阶段均需要好用的设计方法,第一步是用无黏波系理论设计进气道的波系和流道参数。在实际的黏性条件下,超额定工况黏性流场结构非常复杂,基于无黏波系理论的设计方法在逻辑上难以封闭,理解黏性作用的机制和后果,有可能改善无黏方法在超额定工况的适用性,或者提出黏性修正的经验指导。针对设计点马赫数为2.5的可调混压式超声速进气道超额定工况内流道入口波系设计问题,用数值模拟方法,研究理解了超额定工况黏性流场结构生成机制,与无黏设计相比,初始黏性结构(边界层、滑移层)使无黏流道流通能力下降,产生的限流反压迫使上游激波系强化、分离区与激波干扰结构调整,当流动结构产生的溢流量足够大、入流流量与当地流动结构的流通能力相匹配时,即获得新的平衡流场。喉道高度补偿和消除滑移层吞入的尝试验证了上述理解。在反压或限流制造的临界工况,存在局限于内压缩段的"初始不稳定性"(或小喘)现象,可能与滑移层在核心流的摆动范围大有关。在马赫数为3的超额定条件下,喉道补偿系数超过35%可获得期望的波系结构,临界的"初始不稳定性"消失。增大第二级压缩角,使外压缩激波与唇口激波不相交于内流道所在高度范围,消除滑移层生成条件,在相同反压条件下消除了"初始不稳定性"现象,或者说提高了抗反压能力。     

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。     

基于前体激波的内转式进气道一体化设计

在腹部进气的乘波前体/内转式进气道的一体化设计中,为使进气道捕获截面和唇口型线的形状与飞行器前体激波较好匹配,提出一种基于前体激波形状的一体化设计方法。首先,计算乘波前体流场并提取前体激波形状;其次,将进气道捕获型线（ICC）投影在前体激波曲面上,得到可全流量捕获的进气道唇口型线（IFCC）;再次,给定进气道基本流场的中心体轴线位置,确定基本流场的入射激波形状;然后,给定基本流场的沿程压缩规律,应用特征线法确定进气道的基本流场;最后,将ICC顺来流方向投影至进气道入射激波曲面上,经流线追踪和黏性修正得到最终的进气道型面。数值模拟结果表明,对于典型飞行器前体,在设计马赫数为7.0的条件下,应用该方法得到的进气道流量捕获系数达0.976,隔离段出口截面的马赫数、压比和总压恢复系数分别为3.17、38.9和0.487。     

吸气式飞行器进气道唇口三维激波/激波干扰

对吸气式飞行器进气道唇口处三维曲面激波/弓形激波干扰流场进行数值模拟,利用典型三维气动干扰试验对采用的数值计算方法进行验证。利用拼接网格技术及逆距离加权插值方法获得入口处流场的非守恒变量,作为激波干扰研究的入口边界条件。数值模拟表明,唇口处激波干扰流动的三维效应十分显著,曲面激波与弓形激波产生斜交,尽管唇口前缘半径很小,但Edney提出的6类激波干扰类型可能沿唇口展向方向同时存在;第Ⅲ和Ⅳ类激波/激波干扰的诱导使得唇口热流分布异常严酷;激波相交处形成斜向“伤疤”状局部高热流条带,峰值热流达到参考热流的4~6倍,可能引起唇口结构的局部烧蚀或破坏。      

前缘钝化和化学非平衡效应对斜爆震发动机进气道特性的影响

为了探究前缘钝化、化学非平衡效应对斜爆震发动机进气道的工作性能及出口温度边界层分布的影响,采用热完全气体、化学非平衡气体两种模型对不同顶板、唇口前缘钝化半径下斜爆震发动机进气道进行数值模拟,结果表明：相比基准进气道,钝化后进气道上壁面温度边界层厚度较大,下壁面温度边界层厚度较小;在化学非平衡气体模型下,顶板前缘钝化半径(R1)>2mm时进气道的顶板附近和分离区内离解反应较为明显,唇口前缘钝化半径(R2)>2mm时进气道的唇罩、唇口板附近离解反应较为明显;当钝化半径≥4mm时,两种气体模型下进气道出口总压恢复系数和静温的相对变化量绝对值大于0.5%,有必要考虑化学非平衡气体效应对进气道出口性能的影响。     

全流面乘波前体进气道设计方法

基于流线追踪的飞行器乘波前体设计和发动机进气道设计已有大量的研究工作，但是高超声速飞行器前体与超燃冲压发动机进气道的一体化设计一直是个难点。为了提高前体进气道整体的总压恢复和流量捕获性能，在前期飞行器乘波前体设计和进气道压缩面流线追踪设计方法的基础上，将整个基准流场分为激波压缩流场和等熵压缩流场，顺序组合，从前体激波、外压缩面到进气道内压缩面、反射激波直到喉道进行无缝连续地流线追踪，实现了全流面乘波前体进气道设计。横向三维曲面生成采用类似密切方法进行控制以实现全流面设计；纵向基准流场的构建由交叉推进特征线方法生成的激波压缩流场和反向Prandtl-Meyer流动生成的等熵压缩流场组合而成，只需输入前缘激波形状与进气道喉道出口约束；所有的控制曲线采用一种四次样条曲线进行描述。这是一种统一的基于内、外锥基准流场的前体进气道设计方法，其主要优点是具有较高的流量系数和总压恢复系数，可广泛用于高超声速飞行器前体进气道内外流一体化设计。     

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。     

双弯曲入射激波的可控中心体内收缩基准流场设计

采用有旋特征线法设计了一种双弯曲入射激波的可控中心体内收缩基准流场,两道入射激波交于中心体起始点,入射激波和反射激波通过给定激波径向总压恢复系数分布进行反设计,壁面通过给定轴向马赫数分布规律进行反设计.该基准流场分为“三波四区”且压缩效率较高.基于该基准流场设计了圆形进口内收缩进气道并进行了黏性修正,数值计算结果表明:内收缩进气道设计点核心区的流场特征和激波形状与基准流场基本一致;在来流马赫数为4.0~7.0时进气道具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力,设计点喉道截面增压比和总压恢复系数分别为17.7和0.729;来流马赫数为5.0~7.0时内部总阻力系数变化平缓,从0.23下降为0.22.      

一种鼻锥钝化高超声速轴对称进气道流动特性实验

前缘钝化尺度是高超声速进气道设计中的关键参数。针对一种前体锥加弯曲压缩面的高超声速轴对称进气道,选取最大尺度为3.2mm(5%唇缘半径)的几种典型鼻锥钝化半径,在马赫数Ma=6来流,及模型安装攻角为0°、4°、7°的条件下开展鼻锥钝化尺度对进气道流动性能影响的实验研究。采用纹影拍摄及压力测量记录各来流条件下进气道前体流场结构及壁面压强分布,并在无攻角来流条件下利用微型扰流器进行边界层强制转捩研究。结果表明,对无攻角来流而言,即使是尺度高达3.2mm的钝化半径对进气道前体流场结构及壁面静压分布也基本没有影响。此来流条件下,几种不同鼻锥钝化半径的前体压缩面均出现小范围流动分离,而添加扰流器后该分离区均消失。钝化尺度的影响随着攻角的增加而显现,尽管不同鼻锥钝化尺度下迎风面流场及壁面压强分布几乎没有差别,但背风面随钝化尺度增大表现为边界层明显增厚、流动趋于不稳定。其中最大钝化尺度R=3.2mm的构型在4°攻角来流时背风面即出现明显的分离区,而7°攻角来流时背风面更是出现大范围流动分离、进气道背风侧不起动,并导致进气道内部壁面压强显著下降。     

高超声速内转式进气道流动的壁面丝线显示

针对风洞实验观测高超声速内转式进气道内部流动困难,不易获得内流道三维激波/边界层干扰主导的复杂流场结构的问题,通过拓展壁面丝线流动显示技术的潜力,在Ma∞5.9激波风洞中,借助高速摄影实时拍摄丝线流谱,并结合纹影、壁面压强测量以及数值模拟分析,验证了丝线的动态响应特性,丰富了内转式进气道的观测技术,获得了进气道的流场结构。采用预设堵块实验方法,在激波风洞中考核了内转式进气道模型的自起动能力。结果表明,直径约为0.1 mm,长度约为15 mm的402号涤纶/棉缝纫线的跟随性较好,能够直观、动态地显示出壁面流动分离区的范围,为判断内转式进气道是否起动提供了依据。内转式进气道模型在实验条件下能够自起动,起动状态下进气道唇口附近的波系结构以及前体压缩面的丝线流谱和压力分布与数值模拟符合较好。