非均匀来流对新型高超弯曲激波二维进气道的影响

针对一种采用新型压升规律的曲面压缩面所设计的高超弯曲激波二维进气道,利用数值模拟方法研究了6种不同长度平板发展而来的非均匀流对其性能参数的影响,并和两种常规二维进气道吞非均匀来流的能力进行了比较,着重对比了设计Ma数下三种不同压缩形式进气道喉道截面的流场畸变程度。数值模拟结果表明,采用新型压升规律的高超弯曲激波二维进气道性能受来流气流不均匀性的影响较小,且喉道截面的流场畸变指数小,对非均匀来流具有一定的校正作用。     

空-空导弹用二元混压超声速进气道数值研究

对空空导弹固体火箭冲压发动机二元混压超声速进气道进行了数值研究。应用ＮＮＤ格式耦合对流迎风矢通量分裂技术（ＡＵＳＭ）,按照ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ时间分裂方法对贴体坐标系下二维雷诺平均Ｎ－Ｓ方程进行有限差分离散。数值模拟了此进气道多种工况下的流动状态。结果表明,对于捕获激波和模拟附面层内流动均有很好的效果。在此基础上分析了来流马赫数、进气道工作高度及出口反压对进气道性能参数的影响。     

混压式进气道与弹体一体化流场数值模拟

基于Favre平均的N－S方程和B／L代数湍流模型,采用Jameson格式和矩阵人工粘性,对X布局的混压式超声速进气道与弹体的一体化流场进行了数值模拟,研究了解决了数值计算中的附面层抽吸及混压式进气 启动问题,得出了进气道内外流场的马赫数分布和速度分布,讨论了绕弹体非均匀来流条件下,进气道的位置,附面层抽吸及攻角对进气道性能的影响和进气道外型形状对弹性气动力的影响,结果表明,对混压式进气道必须进行附面层抽吸,进气道的位置对进气道的性能有很大的影响,进气道的外型型面对弹体的气动性能有一定的影响。     

一种二元进气道起动特性的数值与实验考察

采用Spalart-Allmaras湍流模型对来流马赫数变化引起的二元高超声速进气道模型的起动特性进行了三维数值模拟,并在来流马赫数5.5和5.9两种工况进行了激波风洞实验验证。结果表明,进气道不起动时,模型侧板上的流动分离与外压缩面上的流动分离相融合,堵塞了进气道入口,三维流动特征显著。在预报进气道自起动和不起动时,应当考虑三维流动效应。逐步增大来流马赫数和逐步减小来流马赫数两种路径下,进气道存在起动迟滞现象。对于本文的进气道模型,当内收缩比增大0.2时,自起动马赫数约升高1,不起动马赫数约升高0.5,进气道的起动迟滞环变大,起动性能下降。在激波风洞中获得的进气道自起动以及起动/不起动双解区的实验结果与数值模拟相符合。     

二元外压式进气道侧板对流场影响

为研究二元外压式进气道侧板对流场影响,采用FLUENT软件计算了有、无侧板两种方案进气道三维流场,通过对比可知安装侧板的进气道性能显著高于不安装侧板进气道性能.在此基础上,计算了有侧板进气道在来流马赫数为2.0～3.0之间的性能特性,与进气道二维流场计算结果相比,进气道三维流场中压缩气体越过侧板溢流使进气道性能下降.通过分析不同来流马赫数下溢流流动,得出了侧板溢流对进气道流场影响规律.      

块结构的MUSCL算法求解三维进气道流场

本文将ＭＵＳＣＬ格式扩展为三维算法,并用于湍流流场的数值模拟。通过求解超声双斜楔压缩面流动,得到了含有激波、嵌入激波、剪切流和湍流边界层等流动特征的复杂流动结构,数值解与实验数据吻合得很好。文中将此算法与块结构网格技术相结合,使之能求解具有三维复杂几何形状的流场。并应用该算法模拟了Ｆ－１６战斗机进气道在５种典型飞行状态下的三维湍流流场,计算结果清楚地揭示了这些情况下的三维流动现象,得出了进气道的性     

非均匀超声速二维进气道绕流研究

本文通过数值分析和风洞实验,在马赫数５．３的非均匀来流条件下,研究改变二元内外压四波系进气道第一压缩而的型面设计,对进气道总体性能的影响。研究结果表明,与双平面斜楔的内外压四波系基准进气道相比,在非均匀来流中,采用小进口角,大出口角凹型面作为第一压缩面的进气道,其喉道截面总压恢复要高０．０１～０．０２４。总压畸变平均低１０％左右,证明调整第一压缩面型面是改善这类工作在前体边界层内的进气道性能的有效     

非均匀流等溢流角设计高超侧压进气道

工作在前体附面层内的高超侧壁压缩进气道,来流的非均匀性应该是进气道设计的一个重要依据。按经典的附面层理论和等溢流角设计准则设计了侧壁压缩角为６°,前缘型线为圆弧的变后掠角高超侧压式进气道模型,在Ｍａ５．３／Ｍａ４风洞中利用风洞壁面自然发展的附面层进行非均匀来流下进气道性能试验。试验发现,在相同的来流附面层条件下,圆弧前缘进气道相对于直前缘进气道喉道处的压力畸变小、进气道总压恢复高。     

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。     

飞机／进气道系统内外流场计算

为了对飞机/进气道系统内外流场进行数值模拟,本文提出并研制了计算定常(或非定常)外压式飞机/进气道系统内外流场的计算方法和程序。它适用于任意几何外形的飞机/进气道在亚音速、跨音速或超音速来流条件下的内外流场和气动参数计算。求解的主管方程是在一般曲线坐标下的 Euler 方程、简化/雷诺平均的 Navier-Stokes方程。用隐式时间差分和近似因式分解方法离散和求解.针对飞机/进气道的复杂流场,本文采用了贴体网格生成技术和分区域方法.对于湍流流动,把 Baldwin-Lomax 湍流模型推广到飞机/进气道内外流场计算并使用了壁面律计算公式。应用上述方法对绕翼型的亚、跨音速、绕可压缩拐角的超音速湍流以及飞机进气道系统内外流场进行了计算,计算结果与实验数据和其它计算结果符合较好。     

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%.     

旋转冲压压缩转子三维进气流道数值研究

借鉴典型三维超声速进气道的设计方法,设计了一种旋转冲压压缩转子三维进气流道,并采用三维雷诺平均N-S方程和Spalart-Allmaras湍流模型对其流场进行了数值研究.计算结果表明:与三维超声速进气道中的平直激波系不同,三维进气流道中的激波为曲线激波;与二维进气流道中的激波系相比,三维进气流道中的激波系要相对模糊和复杂;转速和背压对三维进气流道的性能有较大影响.      

带有横喷控制的导弹流场数值模拟

从包含多种组分的N-S方程出发，考虑两方程湍流模型，采用NND2M差分格式，对带有横向喷流的双锥旋称体高超声速绕流场进行数值模拟，计算结果与已有的试验数据进行对比，符合较好。在此基础上对带有横向喷流控制系统、型尾翼布局、高超声速飞行的导弹外流场进行数值模拟，研究了迎角、多个喷口、热喷流效应和湍流模型对气动力特性的影响；计算表明在无尾翼情况下有／喷流的气动力差别较小，喷流影响随迎角变化不敏感；对带有尾翼的气动布局，喷口位于背风区时喷流影响较小，喷口位于迎风面时气动力变化较大，压心明显前移；多喷口产生的附加推力和力矩不等于每个单喷口线性相加；湍流模型和热喷流效应引起流场结构改变，但是对总的气动力影响不大。     

超声速进气道喉部附面层抽吸

为研究超声速进气道喉部之后流场激波附面层干扰,采用FLUENT软件模拟了单楔角进气道在设计工况下流动情况。通过分析,提出进气道喉部抽吸。计算了三种抽吸缝大小下进气道喉部之后流场,计算结果表明,喉部抽吸能使激波稳定于喉部,通过抽吸能改善喉部之后流场状况,提高进气道性能,少量抽气不改变流场结构,加大抽气量,使喉部之后激波串转变成正激波,正激波之后流场不分离,进气道出口性能参数提高显著。     

爆破战斗部对超音速导弹毁伤效应研究

通过对不同弹目相对距离、交会角工况下,爆破战斗部冲击起爆超音速导弹战斗部临界距离和结构毁伤发动机舱效应的数值模拟计算,研究、评估了爆破战斗部爆炸产生的冲击波和爆轰产物对超音速导弹的毁伤效应。结果表明:爆破战斗部对超音速导弹的毁伤以结构毁伤为主,冲击起爆超音速导弹战斗部能力较弱;爆破战斗部对超音速导弹发动机舱的毁伤效应,随弹目相对距离的增加而迅速减小;弹目相对距离相同时,各工况下的毁伤效应,先随弹目交会角的增大而增大,而后随弹目交会角的增大而减小。     

三维进气道湍流流场数值模拟

结合实验数据,采用有限容积法,对超音速S形进气道三维湍流流场进行了数值模拟,分析了0°攻角、10°攻角、10°侧滑角三种工况下机头激波对入口气流的影响、进气道入口激波分布和进气道出口压力分布情况.计算结果表明:0°攻角和10°攻角时,机头激波对入口气流影响不大,出口气流总压分布相对均匀,且高压区面积较大;而10°侧滑角时,受机头激波的影响,进气道前方出现小范围的低压区,且出口气流低压区较大.     

旋转冲压压缩转子二维进气流道数值研究

借鉴二维超声速进气道的设计方法,设计了一种旋转冲压压缩转子的二维进气流道,并采用二维雷诺平均N-S方程和Spalart-Allmaras湍流模型对其流场进行了数值仿真,研究了转速、背压对二维进气流道中波系结构、内部流动特性和性能的影响.计算结果表明:所提出的旋转冲压压缩转子二维进气流道设计方法是可行的;二维进气流道中产生的激波系与二维超声速进气道中产生的激波系相类似,所不同的是二维进气流道中产生的激波为弯曲激波,而二维超声速进气道中产生的激波为平直激波;转速和背压对二维进气流道的性能有较大影响.      

导弹蒙皮红外辐射特性的数值计算与分析

采用逆向蒙特卡罗(RMC)计算方法,在给定的飞行状态下分别计算出亚声速与超声速导弹蒙皮辐射源在不同方位角的2～μm、8～14 μm波段红外光谱辐射强度及强度场分布.结果表明:对亚声速导弹,相对于8～14 μm,其2～μm的辐射可忽略不计;对超声速导弹,相对于2～μm,其8～14 μm的辐射只有0%左右,但其绝对值较大而不可忽略不计.导弹的红外辐射在0°～90°探测位置内增加,在90°～180°内减小.大气对低空亚声速导弹辐射衰减作用强,对高空超声速导弹辐射衰减作用弱.超声速导弹的最大辐射强度是亚声速的18倍.