二元高超声速进气道动态攻角特性风洞实验

为了研究攻角导致的来流定常/非定常变化对二元高超声速进气道性能的影响,在马赫3.85条件下,对一个设计马赫数为6.0的二元高超声速进气道进行了动态攻角变化的风洞实验。实验中,攻角在0°～8.2°连续变化,动态频率最大达到9.3Hz。实验研究表明:攻角在0°～8.2°连续变化过程中,进气道始终保持着起动状态;攻角增加使进气道出口增压比逐渐上升,流量系数、出口总压恢复系数和出口马赫数逐渐降低;在保持起动状态的攻角连续变化过程中,振荡的二元高超声速进气道其性能变化趋势与准稳态时相似,攻角的动态变化未对进气道性能产生显著影响。     

高超侧压式进气道高焓脉冲风洞实验

为验证一种双楔顶压、侧板中置的侧压式进气道基本性能,设计了一套进口面积为110mm×91mm的双流道试验模型,并在300mm马赫数6的高焓脉冲风洞中进行了吹风实验。实验测量了进气道和隔离段内的沿程静压分布和隔离段进出口截面的皮托压力分布,分析了进气道内的典型流场特征,获得了进气道的基本性能参数,并以马赫数的测量为例阐述了流场不均匀性对测量结果可能造成的影响。实验结果表明,马赫数6来流条件下,该侧压式进气道流量系数为0.83,隔离段出口平均马赫数为2.57,总压恢复系数为0.296,增压比为23.7,表明这种侧压式进气道的气动布局方式能够获得较好的总体性能。     

高超声速咽式进气道起动特性研究

为了研究高超声速咽式进气道在非设计迎角以及低马赫数下的起动性能,利用流线追踪生成了设计马赫数Ma=7,具有8-7无粘基本流场（即俯仰平面内的斜激波由和自由来流呈8°夹角的斜压缩面产生;偏航平面内的斜激波由和自由来流呈7°夹角的斜压缩面产生）的咽式进气道,并对边界层修正前后的两种咽式进气道进行了数值模拟和高超声速风洞实验。实验观测和记录了各个来流条件下进气道模型唇口的激波系结构,测量了沿进气道模型上下壁面中心线从气流进口到出口的沿程静压分布。结果表明：迎角的增大和来流马赫数的减小都会对进气道的起动性能造成不利的影响,通过对咽式进气道进行边界层修正,可以提高进气道的总压恢复系数,减小内收缩比,从而扩宽进气道起动的马赫数以及迎角范围,对进气道设计有着积极的作用。     

高超声速风洞进气道流量系数测量精度影响因素研究

进气道是飞行器动力装置的重要组成部分,准确测量进气道流量系数是进气道风洞试验的重要内容.对来流马赫数Ma =4.5,5.0和6.0状态下皮托管进气道开展流量系数测量研究,通过对比理论值和实测值,获取各状态流量系数修正系数.试验结果表明,随着来流马赫数增加,进气道流量系数与理论值偏差较明显,并逐渐增大.超声速风洞试验通常认为测量截面总温与来流总温相等,通过对测量截面总温与来流总温偏差以及测量截面流场畸变情况的分析,判断测量偏差主要是由测量截面总温等于来流总温的假设导致的.在高超声速风洞试验中,由于模型壁面热交换的存在,测量截面总温低于来流总温,进气道流量系数测量时需要进行总温修正,以提高流量测量精度.     

高超声速二元进气道脉冲起动双波结构的理论与数值研究

为了研究高超声速进气道的脉冲起动特性,对二元高超声速进气道在脉冲风洞中流场建立过程进行了数值模拟,并根据运动激波关系式建立了双波结构数学模型,分析了进气道脉冲起动过程中双波结构的产生及传播过程。研究表明通过理论计算得到的双波结构气动参数与仿真结果基本一致。结合仿真发现进气道脉冲起动过程流场的主要特征包括:运动激波与斜激波相交、激波/边界层相互干扰以及分离包的空间位置和自身体积变化、进气道自起动过程等。另外结合双波结构计算模型,通过仿真研究了影响双波结构流动参数及影响进气道脉冲起动特性的因素,发现初始条件影响进气道的脉冲起动特性主要是通过改变双波结构的强度实现的。      

矩形截面高超声速进气道高焓风洞实验

对设计工作马赫数为4.5~6.5的矩形截面高超声速进气道进行了马赫数为6,5及4的高焓风洞实验研究,获得了进气道在不同反压下的性能参数及沿程静压分布.实验结果显示,设计状态下(Ma=6,α=0°),进气道的流量系数和总压恢复系数分别为0.97和0.41,增压比约为来流静压的35倍,隔离段出口马赫数不大于2.6;最大承受反压不小于来流静压的114.5倍.研究还发现,反压升高引起的激波串可停留在内压段,且不影响进气道的流量捕获;当Ma=5,α=0°时,进气道的流量系数不低于0.77,总压恢复系数在0.49~0.67之间.设计工作马赫数及攻角范围内,进气道内未发现明显的流动分离,均可正常起动工作.      

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。     

激波风洞流场建立过程对进气道流动的影响

由于激波风洞喷管起动与进气道起动相"耦合"的流动过程复杂,喷管起动过程中的波系结构对进气道脉冲起动过程的影响规律难以准确把握。本文从简化问题的研究思路出发,将激波风洞喷管流动与进气道流动进行一定程度的"解耦",以揭示喷管起动波系各组成部分对进气道脉冲起动过程的影响机制。"解耦"方法先采用准一维变截面非定常流动模拟激波风洞喷管的起动过程;然后,将喷管出口参数作为来流条件,对二元进气道的脉冲起动过程进行非定常粘性数值模拟。采用"解耦"方法考察了初始压强对喷管起动波系以及进气道脉冲起动的影响,并与不考虑喷管起动过程,在进气道入口设置初始间断面的模拟方法进行了比较。结果表明,喷管起动波系中的非定常膨胀波和二次激波是影响进气道脉冲起动的主要因素。在初始压强较低时,采用在进气道入口设置初始间断面的方法,可以快速评估进气道的脉冲起动能力;而当初始压强较高时,采用本文的"解耦"方法模拟,能够得到更为可靠的脉冲起动能力。     

侧板构型对高超侧压进气道起动性能的影响

为了考察侧板构型对高超侧压进气道起动性能的影响,对相同收缩比下侧板分别为前掠和后掠构型的进气道开展了Ma=4来流下的风洞实验及相应的数值模拟研究。实验结果表明,侧板后掠进气道的起动性能优于侧板前掠构型,实验中侧板后掠进气道能够在+2°攻角时实现起动,而侧板前掠进气道仅能在-2°攻角时起动。对流场进行的数值模拟结果表明,侧板后掠进气道不但比侧板前掠进气道具有更高的内收缩段入口马赫数,而且交汇后的侧板激波与底板边界层干扰的强度较弱,使得边界层不易分离,两方面因素共同作用使得侧板后掠进气道的起动性能显著优于侧板前掠构型。     

Numerical study of unsteady starting characteristics of a hypersonic inlet

The impulse and self starting characteristics of a mixed-compression hypersonic inlet designed at Mach number of 6.5 are studied by applying the unsteady computational fluid dynamics (CFD) method. The full Navier-Stokes equations are solved with the assumption of viscous perfect gas model, and the shear-stress transport (SST) k-x two-equation Reynolds averaged Navier- Stokes (RANS) model is used for turbulence modeling. Results indicate that during impulse starting, the flow field is divided into three zones with different aerodynamic parameters by primary shock and upstream-facing shock. The separation bubble on the shoulder of ramp undergoes a generating, growing, swallowing and disappearing process in sequence. But a separation bubble at the entrance of inlet exists until the freestream velocity is accelerated to the starting Mach number during self starting. The mass flux distribution of flow field is non-uniform because of the interaction between shock and boundary layer, so that the mass flow rate at throat is unsteady during impulse starting. The duration of impulse starting process increases almost linearly with the decrease of freestream Mach number but rises abruptly when the freestream Mach number approaches the starting Mach number. The accelerating performance of booster almost has no influence on the self starting ability of hypersonic inlet.     

带高超进气道的隔离段流动特性

用Ma=5.3的风洞实验和数值模拟研究了高超三维侧压式进气道后的了段流动特性，隔离段的长高比为8。实验结果表明，位于进气道喉道的隔离段入口气流参数沿高度有极大变化，造成隔离段内上下的流态显著不同，研究发现，隔离段进出口最大允许压比与正激波压比基本相同，用Waltrup的经验公式作等直隔离段的初步设计是合适的。     

抽吸对高超声速进气道起动能力的影响

对在不同抽吸开孔率下，某典型高超声速二元进气道二维流场进行了数值模拟，给出了高超声速进气道性能参数随抽吸开孔率的变化规律，研究了抽吸对高超声速进气道起动和再起动能力的影响，发现抽吸可以有效地降低进气道的起动马赫数，改善进气道的流动性能，提高进气道的总压恢复系数，但降低了压比，且开孔率越大，上述变化越明显；同时还发现抽吸能够减小高超声速进气道的迟滞回路曲线，大大降低进气道再起动马赫数，改善进气道再起动过程中的超压、超温问题。     

高速风洞起动特性数值模拟

为获得高速风洞起动过程中的流场结构变化特性,采用数值模拟方法,使用二维轴对称模型对Φ 05 m高速风洞喷管段、试验段和扩压器段的流场特性进行了研究,控制方程为黏性可压缩非定常Navier-Stokes方程。对试验段马赫数为5和10两种状态下的流场建立过程进行了对比,结果表明,在风洞起动过程中,喷管内的附面层很厚,激波与附面层相互作用形成复杂的激波结构。试验段马赫数为5时在喷管段形成正激波,试验段马赫数为10时自喷管段形成激波串,起动压比低于按照正激波理论所计算得到的压比。激波串的起动速度较正激波慢,但稳定性较正激波好。起动过程中,气流发生过度欠膨胀,波前瞬时马赫数远大于喷管的设计马赫数。喷管出口的自由射流与收集器作用复杂,收集器溢流对试验段建立稳定的流动起关键作用。     

开启式高超声速进气道启动性能试验

设计了具有入口开启功能的高超声速进气道,并在Ma=6连续式自由射流风洞中进行了启动性能的试验研究.通过对进气道壁面静压变化和捕获流量的测量,验证了此种具有开启功能的变几何方案的可行性.试验结果表明,开启机构能够有效地提高进气道的启动性能.分析认为,进气道入口的逐渐打开过程辅助进气道建立起超声速流场.同时,开启机构避免了进气道自启动的迟滞效应,使进气道实现启动.      

Effects of trips on the oscillatory flow of an axisymmetric hypersonic inlet with downstream throttle

Experimental investigations are conducted on an axisymmetric hypersonic inlet to evaluate the effects of trips on oscillatory flows. The model exit is throttled with a fixed block to generate oscillatory flows at a freestream Mach number of 6 in a conventional wind tunnel and a shock tunnel. Schlieren imaging and pressure measurements are adopted to record unsteady flow features.Results indicate that trips with a 1 mm thickness prominently suppress external separations, shorten oscillatory cycles, and modify pressure magnitudes. Trips can reduce the upstream movement ranges of separated shocks from nose regions to locations axially 142 mm downstream. The oscillatory cycles are shortened from 3.75 ms to 3.25 ms and from 4 ms to 3.13 ms in two facilities.Tripped cases generally exhibit higher pressure magnitudes than those of untripped cases, of which the increment is up to 21 times the freestream static pressure for the farthest downstream transducer in the shock tunnel. The effects of trips are related to the streamwise vortexes in wake flows, in which interactions between external separations modify the separated flow patterns and enhance the sustainment of the forebody boundary layers to backpressure. Flow processes causing increments of oscillatory frequencies and pressure magnitudes are analyzed, while the flow mechanisms dominating the processes still need to be clarified in the future.