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.     

带前体压缩的前掠侧压式进气道实验及数值研究

为提高侧压式进气道流量系数，设计了一种前机身顶压与侧压相结合的前掠侧压式进气道，在马赫5．3小高超风洞中完成吹风实验，并用FLUENT软件对进气道流场进行了数值模拟，分析了主要流动特征，获得了进气道基本性能。实验结果表明，马赫5．3设计状态下，这种前掠侧压式进气道的流量系数可以达到0．85以上，比一般后掠进气道提高20％左右。通过数值及实验研究发现，进气道下游隔离段内由于上下壁面的巨大压差导致顶板对称面两侧出现对涡，涡面将隔离段内的流动分为高速高能区与低速低能区两种流动。     

Busemann进气道风洞实验及数值研究

为了获得Busemann进气道的流场特性和总体性能，利用内锥形流场生成了设计马赫数为5．3，收缩比为8的具有乘波构形的Busemann进气道，对该进气道进行了数值模拟和Ma为5．3的吹风实验，实验测量了进气道内的沿程静压分布和出口截面的皮托压力，分析了进气道的压缩特性和乘波特性，获得了进气道的基本性能参数。实验结果表明：该进气道流量系数为0．58，出口马赫数1．4，总压恢复0．217，增压比37．6。     

典型二元高超声速进气道与侧压式进气道的性能比较

在相同的约束条件下运用高超声速进气道已有的相关设计方法设计了两类典型的二元进气道与侧压式进气道,利用数值模拟手段对两类进气道的流场结构和总体性能开展了对比研究.研究发现,二元进气道出口流场畸变较小,流场均匀性优于侧压式进气道;二元进气道流量系数对飞行马赫数的敏感程度远高于侧压式进气道;设计点,二元进气道性能优于侧压式进气道.非设计点,尤其在接力状态下,侧压式进气道性能突出;侧压式进气道阻力特性优于二元进气道,而二元进气道的前体升力则高于侧压式进气道.      

高超声速弯曲激波压缩侧压式进气道数值研究

采用壁面马赫数呈线性分布的曲面压缩系统改进参考侧压式进气道的顶板,得到弯曲激波压缩侧压式进气道,并与参考侧压式进气道进行了比较.数值研究结果表明:设计状态无黏时曲面压缩顶板壁面马赫数分布与给定的马赫数分布基本一致,并且有黏时其壁面压力分布也与二维曲面的基本相同;同参考侧压式进气道相比,顶板采用曲面压缩能够一定程度地改善壁面压力分布,使其末端压力梯度变化平缓;并且非设计状态下的性能也得到有效地改善,特别是来流马赫数为4时,其流量系数提高6.0%、达到0.799,喉道截面总压恢复系数提高1.9%;来流马赫数为5时,其流量系数提高5.2%、达到0.909,喉道截面总压恢复系数提高3.2%.随着攻角增大,该进气道流量捕获能力增强、隔离段出口截面流场畸变减小,但喉道截面总压恢复系数下降剧烈.      

马赫数4～7的高超侧压式进气道气动设计与性能

对巡航马赫数为7、转级马赫数为4的宽范围侧压式进气道进行了设计,讨论了主要设计参数的选取原则,给出了一种曲面压缩的高性能侧压式进气道设计方案,并利用数值仿真手段对其流场结构及性能进行了研究.结果表明,所设计的侧压式进气道在马赫数Ma=4时的流量系数达到0.753,最大正攻角可达6°以上.Ma=6时,流量系数达到0.94...     

内乘波式进气道与典型侧压式进气道的性能对比

采用流线追踪技术,基于一种有利于均匀性的基本流场,按内乘波式进气道设计方法生成了一个来流马赫数6.0且进出口形状均为矩形的内乘波式进气道。其设计马赫数、迎风面形状等因素均参照某典型侧压式进气道选取,以便与之对比。CFD计算结果给出了设计状态下该内乘波式进气道与某典型侧压式进气道的流量系数、总压恢复、动能效率等主要性能指标,发现该内乘波式进气道的各项性能参数均略优于侧压式进气道。在非设计马赫数、攻角、侧滑等非设计状态下类似的性能对比研究表明,该内乘波式进气道不仅在设计状态下可捕获98%的来流,而且在各非设计状态下也可捕获91%以上的来流,流量捕获性能优势明显。以上结果证实:实现三维压缩与激波贴口的内乘波式进气道是一种高性能的定几何进气道方案。     

变后掠角+变侧压角曲面压缩的高超侧压式进气道数值仿真

为进一步提高侧压式进气道性能,提出了变侧压角与变后掠角+变侧压角两种曲面压缩的侧压式进气道设计方案,利用数值仿真手段对其Ma=6,Ma=4下的流场结构及总体性能开展了研究,并与常规平面压缩的侧压式进气道进行了比较.结果表明,曲面压缩的侧压式进气道性能要明显优于常规平面压缩进气道;采用变后掠角+变侧压角设计的曲面侧压式进气道具有前掠与后掠两种进气道的优点,能显著提高进气道高低马赫数下的性能.计算发现,Ma=6设计点下,变后掠角+变侧压角曲面侧压式进气道流量系数较常规进气道提高4.1%,总压恢复系数提高5.3%;Ma=4来流条件下,流量系数提高6.3%,总压恢复系数提高5.4%.      

方转圆对三维侧压进气道的流动特性影响

针对三维侧压进气道开展了方转圆研究,通过数值模拟对比了矩形出口、隔离段方转圆和内收缩段方转圆这3种方案进气道的基本性能和流场结构,分析了方转圆过程对进气道性能和流场结构的影响规律。结果表明:采用方转圆隔离段的三维侧压进气道总体性能要优于原型进气道,而在两个方转圆方案中,将内收缩段和隔离段视为一个整体进行方转圆的方案3,要优于从喉部截面开始方转圆的方案2;3种方案进气道隔离段二次流动的共同特点是在底板附近存在方向相反的两个流向涡,它们的强弱关系决定了底板低能流动的分布;始于侧板前缘根部的方转圆过程较始于喉部的方转圆过程对靠近侧板的流向涡的增强作用更大,这个涡提供的"下卷"作用具有改善角区低能流动的效果。     

新型曲面压缩的高超侧压式进气道数值仿真

为进一步提高侧压式进气道性能,提出了变侧压角与变后掠角+变侧压角两种新型曲面压缩的侧压式进气道设计方案,利用数值仿真手段对其M6、M4下的流场结构及总体性能开展了研究,并与常规平面压缩的侧压式进气道进行了比较。结果表明,曲面压缩的侧压式进气道性能要明显优于常规平面压缩的进气道;采用变后掠角+变侧压角设计的曲面侧压式进气道具有前掠与后掠两种进气道的优点,能显著提高进气道高低马赫数下的性能。计算发现,马赫6设计点下,变后掠角+变侧压角的曲面侧压式进气道流量系数较常规进气道提高4.1%,总压恢复提高5.3%,二者之和为9.4%;马赫4来流条件下,流量系数提高6.3%,总压恢复提高5.4%,二者之和为11.7%。     

一种高超声速二元混压式进气道的研究

 针对飞行马赫数为6.00的二元进气道模型开展了高焓脉冲风洞试验研究,分析了进气道在不设置反压和设置反压两种情况下的激波结构、内通道皮托压分布及隔离段出口的性能,并结合数值仿真分析了通道内的流场特性。研究结果表明:在无反压情况下,进气道内通道激波反射明显,靠近下壁面的皮托压值均低于其他测点,在隔离段出口截面,靠近侧壁皮托压有所降低;在一定反压条件下,结尾激波系上传至隔离段内,结尾激波位置不对称;堵塞度为62%的反压条件下,结尾激波系位于喉道位置,隔离段出口截面下半部分已经是亚声速流动;在来流马赫数Ma=6.07,迎角α=4.5°无反压情况下,隔离段出口总压恢复系数为0.477,平均马赫数为2.72,增压比为44,流量系数为0.81,表明进气道性能良好。     

非对称来流隔离段流动特性研究

1引言隔离段是超燃冲压发动机的一个重要气动部件,在进气道与燃烧室之间构建一气动热力缓冲区域,为进气道提供一个较宽的连续工作范围。通常超燃冲压发动机位于高超声速飞行器下表面的中后部,这样自由来流需要经过一段较长的前体后进入进气道,这就造成进气道进口靠近机体一侧存     

高超声速进气道-隔离段反压引起不起动计算

1引言隔离段是高超声速进气道不可缺少的组成部分,它是进气道与燃烧室之间的气动热力缓冲段。隔离段的主要作用是承受下游燃烧室的反压变化而不影响上游进气道的流态,避免进气道出现不起动。隔离段应在承受反压变化的同时不破坏上游进气道流场,组织好隔离段内所形成的激波串,高     

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。     

采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究简

 由于新型变中心体基准流场具有压缩效率高、反射激波弱的优点,采用该基准流场设计了矩形转圆形内收缩进气道,在设计点马赫数Ma=6.0进行了风洞试验研究。试验中得到了进气道压缩面的沿程压力分布、隔离段出口皮托压分布等参数。通过和数值模拟对比分析,结果表明：进气道外压段的压力分布明显具有先增大后减小的特征,内压段的压力分布具有两级爬升的特点,且压升较小,流场结构较好。由于内压段流场激波强度弱,进气道总压恢复系数较高,达0.518,并产生了52倍的增压比,其抗反压能力在144倍以上。试验研究表明,采用新型变中心体基准流场能改善矩形转圆形内收缩进气道的内压段流场及隔离段流场,并能有效提高进气道的总压恢复系数。     

采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究

由于新型变中心体基准流场具有压缩效率高、反射激波弱的优点,采用该基准流场设计了矩形转圆形内收缩进气道,在设计点马赫数Ma=6.0进行了风洞试验研究。试验中得到了进气道压缩面的沿程压力分布、隔离段出口皮托压分布等参数。通过和数值模拟对比分析,结果表明：进气道外压段的压力分布明显具有先增大后减小的特征,内压段的压力分布具有两级爬升的特点,且压升较小,流场结构较好。由于内压段流场激波强度弱,进气道总压恢复系数较高,达0.518,并产生了52倍的增压比,其抗反压能力在144倍以上。试验研究表明,采用新型变中心体基准流场能改善矩形转圆形内收缩进气道的内压段流场及隔离段流场,并能有效提高进气道的总压恢复系数。     

一种前体加宽型高超声速进气道试验方案研究

 根据矩形截面高超声速进气道前体的流动特征,对一种前体加宽型高超声速进气道试验方案开展了数值仿真及高焓风洞试验研究。首先,对不同前体宽度的高超声速进气道开展了三维数值仿真研究,结果显示:随着前体宽度的增加,进气道的流量系数和静压比逐渐增加,而总压恢复系数和隔离段出口马赫数逐渐减小,表现为先急后缓,且当来流马赫数和来流攻角变化时依旧保持上述变化规律。其次,对前体加宽型高超声速进气道试验方案开展了高焓风洞试验研究,结果表明:加宽前体可有效地提高进气道的流量系数,较为真实地反映此类进气道的流动特征,试验结果与数值仿真结果吻合较好。考虑到进气道性能参数随前体宽度变化规律表现为先急后缓,建议在试验条件下前体宽度比取0.5~0.8之间较为适宜。     

强制转捩对高超声速进气道性能影响

针对一个高超声速进气道,设计了不同高度的钻石形和斜坡形转捩带,在来流马赫数为6,攻角为1°工况下,通过风洞试验与三维数值模拟相结合的方法,研究了转捩带对进气道壁面热流密度、压强、隔离段入口处总压和马赫数分布的影响.数值计算与风洞试验在壁面压强、进气道总压和马赫数上吻合较好,在壁面热流密度上相差约35%.研究结果表明:钻石形和斜坡形转捩带都可以有效地实现强制转捩.此外,随着转捩带高度的增加,转捩区域逐渐前移,直至转捩带后缘.对于已经起动的进气道,转捩带对进气道下壁面静压几乎不产生影响,但会使得隔离段下壁面附近的总压和 马赫数有所下降,从而导致从隔离段入口直至整个隔离段的质量加权总压和流量均下降3.5%左右,而质量加权马赫数的下降量则并不明显,在1%左右.