宽马赫数二维曲面压缩高超声速进气道设计

为设计出工作范围为Ma 2~7的RBCC发动机进气道,利用压升规律可控的二维曲面压缩设计方法,以Ma 6为设计点设计了宽马赫数新型二元高超声速进气道气动型面,采用前掠侧板减小了进气道的内收缩比,在Ma 4以下采用顶板放气的方式来扩展进气道的工作范围。数值模拟研究了进气道的流场及性能,发现采用曲面压缩设计的新型二元进气道在Ma 4~7范围波系较少,流场结构良好,同时总压恢复较高,流量捕获能力强。通过顶板放气可实现在Ma 1.5~4范围内正常工作,放气量在15%以下。从流场和性能参数看,曲面压缩进气道在Ma 4以上性能良好,但在Ma 4以下流量捕获能力偏低。     

空气涡轮火箭发动机研究的进展及展望

空气涡轮火箭发动机是适用于临近空间飞行器的吸气式组合动力装置,具有大空域、宽速域的特点,受到了世界各军事大国的重视。综述了空气涡轮火箭发动机的技术特点和国内外在这一领域的发展现状,对其研究中存在的技术难点和发展前景进行了分析讨论。     

ATR/冲压组合动力高超声速飞行器性能分析

针对ATR/冲压并联组合动力的高超声速飞行器,按照典型弹道对其总体性能参数进行计算和分析。结果表明:ATR工作段飞行器的加速性能良好,尤其是在Ma2.0~3.5范围内。总航程随着推重比增加而迅速增加,而飞行时间差别很小,其中ATR工作阶段所占比例显著降低。总航程和飞行时间随着升阻比增加而显著增加,且影响最大的是冲压发动机工作的Ma6.0附近区域。上述研究从飞行器系统角度出发,进一步深化了对ATR发动机的认识。     

挡板对四模块可调进气道特性的影响

针对RBCC发动机Ma=2.5～7.0宽范围工作要求,设计了顶板部分可调的四模块二元变几何进气道,并研究了挡板对其总体性能和流场结构的影响.数值计算结果表明:进气道整个工作范围内总体性能较优,特别是流量捕获能力.带挡板时进气道流场基本保持了二维特征,不带挡板时两侧具有明显的三维特征,压缩效率降低,流量系数显著下降.带挡板时进气道左/右模块性能基本相等,不带挡板时左/右模块差别明显,与右模块相比,左模块基本保持了二维流动特征,压缩效率明显更高.     

复合预冷吸气式火箭发动机热力循环分析

采用热力学第一定律分析法分析了复合预冷吸气式火箭发动机(SABRE)的基本热力过程,得出了吸气模式和火箭模式下的理想循环功和热效率表达式,确定了影响发动机理想热力循环性能的特征参数。结果表明:吸气模式下SABRE核心机采用布雷顿循环,压气机的增压比和循环增温比是影响理想热力循环性能的关键参数;火箭模式下SABRE采用火箭发动机循环,喷管降压比和出口排气速度是影响理想热力循环性能的关键参数。氦气仅仅在发动机内通过换热器换热实现能量在各循环子系统之间的输运,而其本身并无变化,不对发动机的理想循环功和热效率产生影响。     

附面层抽吸对转子激波结构和分离流动的影响

 通过在叶片表面进行开缝抽吸组织激波结构、控制附面层流动以提高叶片做功能力、降低损失已被证明是一项行之有效的方法。以两级风扇的第2级转子为研究对象,通过吸力面和压力面的抽气研究,揭示了抽吸流与激波之间的相干效应以及抽吸流与分离流的相互制约关系。结果表明：通过抽吸能够控制通道中激波的相对位置,改变通道中激波结构,可以避免由于激波造成的附面层分离;通过适当的附面层抽吸可以消除分离区复杂的旋涡结构,提高通道中的气流流通能力,从而改善整个级的性能。     

基于马赫数分布规律可控概念的高超声速内收缩进气道设计

提出了一种高超声速内收缩进气道设计方法.在壁面马赫数分布规律给定的前提下,通过有旋特征线法反设计出轴对称基准流场,采用流线追踪技术来生成进气道的无黏型面并通过黏性修正得到进气道最终构型.对相同约束条件下设计的几种典型马赫数分布规律的基准流场进行对比分析,选取了反正切马赫数分布规律设计基准流场进而生成一种圆形进口的高超内收缩进气道,数值仿真结果显示:这种进气道具有良好的流量捕获特性和较高的压缩效率,表明提出的设计方法可行,拓宽了基准流场的选择范围,值得进一步深入研究.      

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。     

高超声速二元进气道顶板移动变几何方案数值模拟

针对一种工作于马赫数Ma=4~6范围内的高超声速二元进气道,探索了一种进气道部分压缩顶板可移动的简单变几何方案,利用数值模拟研究了接力点变几何进气道的自起动性能和Ma=4~6的调节方法。结果表明:部分压缩顶板可移动简单变几何进气道方案在Ma=3.7能够实现自起动;变几何所形成的自适应放气槽放气量很小,最大放气量在2%以内,关闭自适应放气槽接力点Ma=4流量系数达到0.77;在整个工作范围内流量系数较高、总体性能较优,该变几何方案的调节方法是切实可用的。     

基于VTK的直升机飞行品质评估参数可视化研究

为了让飞行仿真平台仿真效果能够更直观地显现,运用可视化技术对评估标准、需要评估的数据进行处理,并直接引用飞行品质规范中的图表数据,和仿真飞行实验数据直观地比较,进而得到某型号直升机的飞行品质等级.在可视化处理中,使用了可视化软件包VTK(The Visualization ToolKits)对数据进行可视化.在数据处理中使用了VTK API,并自行研发VTK可视化扩展类.研究的成果运用到实际中得到了良好的效果.本研究为飞行品质评估提供了一种全新的思路,为VTK在工程中的应用积累了经验.