攻角与马赫数对进气道起动影响的可比拟性

针对高速风洞变来流马赫数的能力有限,不易获得高超声速进气道起动马赫数界限的问题,本文尝试通过改变进气道模型攻角的方法来模拟来流马赫数的变化,分析定来流马赫数变攻角与定攻角变来流马赫数两种途径下二元进气道起动性能之间的关系,以助于风洞实验获得进气道的起动马赫数界限。结果表明,在Ma∞=5.9来流条件下,进气道不起动和自起动的临界攻角分别在12°~13°和0°~1°。定来流马赫数变攻角与定攻角变来流马赫数两种途径下,进气道不起动和自起动临界所对应的内收缩段入口马赫数基本一致。对于同一内收缩段入口马赫数,当变攻角跨度小于4°时,两种路径下进气道的内部流场与壁面压力分布规律符合较好;当变攻角跨度较大时,两者的差别也增大。对于二元高超声速进气道模型,当常规风洞的来流马赫数在进气道起动边界附近时,在一定的攻角范围内,可以尝试通过攻角机构连续改变模型安装攻角的办法来模拟变马赫数引起的进气道起动特性的演变过程。     

侧压式进气道动态攻角特性的风洞实验

为了研究攻角导致的来流条件非定常变化对高超声速进气道性能的影响,以一个设计马赫数为6的侧压式进气道为研究对象,结合数值模拟的方法,在马赫数为3.85条件下进行了攻角动态变化的风洞实验,攻角变化范围为0°~8.2°,最大频率达到10.4Hz.研究结果表明:工作在大攻角时,侧压式进气道出现不起动现象,流场特征出现很大变化;攻角动态变化时,进气道重复出现起动-不起动-再起动现象,由于受到壁面运动的影响,壁面点压力随攻角的变化曲线出现一定的迟滞现象,这在不起动时尤为明显;当进气道攻角动态频率增加时,进气道不起动时的攻角逐渐增加,而再起动时的攻角逐渐减小.      

攻角动态变化的侧压式进气道风洞实验

在Ma=3.85的风洞中,对一个设计Ma=6起动Ma=2.5的侧压式进气道完成了攻角从0°→8°→0°的连续吹风实验.实验结果表明:0°攻角时进气道顺利起动,当攻角增大到5.7°时,进气道出现不起动;之后在8°到0°的变化过程中,在5.4°时又恢复了起动.另外,随着攻角的增加,流量系数在起动状态下缓慢减小,在不起动状态下急剧减小.实验中还进行了攻角0°→4°→0°的动态连续吹风实验,进气道全程都处于起动状态.      

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。     

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。     

一种高超声速进气道加速自起动的实验方法

为了探寻在地面常规暂冲式风洞中开展高超声速进气道加速自起动实验的可行性,提出了基于前遮板的高超声速进气道连续变攻角加速自起动实验方法。该实验方法通过将安装有前遮板的进气道模型在风洞实验段整体从极限正攻角旋转至极限负攻角,前遮板会产生激波对远前方气流减速,或产生膨胀波对远前方气流加速,而位于前遮板下游的进气道即可获得加速自起动过程所需连续加速的来流条件。通过数值仿真对所提出的加速自起动实验方法进行了验证。研究结果显示:以2(°)/s的角速度整体旋转基于前遮板的高超声速进气道模型,其起动马赫数与高超声速进气道自身加速自起动马赫数相差在1%以内,表明基于前遮板的高超声速进气道连续变攻角加速自起动实验方法能够被用于在常规暂冲式风洞中开展高超声速进气道加速自起动实验研究。      

内收缩段泄流对超声速进气道的影响研究

通过对典型二元超声速进气道进行数值仿真,研究了内收缩段中泄流位置对进气道自起动性能及抗反压能力的影响规律和影响机制。研究结果表明:泄流腔改善进气道自起动性能和抗反压能力的内在机制不尽相同,泄流腔位置决定了进气道在临界不起动状态下的泄流量、临界不起动模式和临界反压状态下的泄流量,其中临界不起动状态下的泄流量和临界不起动模式共同影响进气道的自起动性能,而进气道的抗反压能力则主要由临界反压状态下的泄流量决定。在本研究范围内,当泄流腔前缘到进气道内通道入口与下壁面交点的轴向无量纲距离■=0.31时,进气道自起动性能最好;当■=0.15时,临界压比和总压恢复系数最高。     

民用飞机进气道低速大迎角性能风洞实验和数值计算分析

为了研究民用飞机进气道在起飞低速大迎角状态下的流场特征和性能,对设计马赫数为0.785的进气道进行了风洞实验和数值计算,来流马赫数为0.2,迎角变化范围为0°~25°,流量系数范围为0.29~2.07。研究结果表明：在起飞工况条件下,进气道正常工作迎角范围可达到25°;在起飞单发失效工况条件下,进气道外罩上流动分离迎角在13°~16°;在大迎角工作条件下内流未产生分离时,出口气流畸变受发动机流量变化影响较小。通过研究结果分析了进气道在低速大迎角状态下的流场特征及其随迎角、流量的变化规律。数值计算和风洞实验结果的对比表明,在没有流动分离时两者基本一致;但是对于外流分离迎角的预测,两者有3°差异,表明风洞实验依然是考核进气道性能的必要手段。     

内收缩段泄流对超声速进气道的影响研究

本文通过对典型二元超声速进气道进行数值仿真,研究了内收缩段中泄流位置对进气道自起动性能及抗反压能力的影响规律和影响机制。研究结果表明:泄流腔改善进气道自起动性能和抗反压能力的内在机制不尽相同,泄流腔位置决定了进气道在临界不起动状态下的泄流量、临界不起动模式和临界反压状态下的泄流量,其中临界不起动状态下的泄流量和临界不起动模式共同影响进气道的自起动性能,而进气道的抗反压能力则主要由临界反压状态下的泄流量决定。在本研究范围内,当Lc=0.31时,进气道自起动性能最好,而当Lc=0.15时,临界压比和总压恢复系数最高。