前体激波系重构技术及其在高超声速进气道上的应用

提出了一种激波系整体重构的激波控制技术,并对其流动机理和控制规律进行了仿真分析,继而探索了其在定几何可调进气道上的应用.研究结果表明:该激波控制方法可对前体第1级激波进行有效推动,并可减弱第2级激波强度甚至使其完全蜕化,故实现了对前体激波系的重新构造.随着二次流注入缝的角度增大,将前体激波推动至贴口状态所需消耗的二次流流量逐步减少.并且,最多消耗占主流2.04%的二次流,便可使该进气道在马赫数为5.0~6.0范围内保持贴口状态.与已有各级激波独立控制的可调进气道相比,该进气道在调节状态下的总压恢复较高、消耗的二次流较少,具有明显的优势.      

放电电阻对等离子合成射流激励器特性的影响

设计了一种射流出口为竖直圆孔的等离子体合成射流激励器(PSJA),旨在研究在不同放电电阻时激励器的特性。实验中通过电参数测量、高速纹影观察获得了放电电阻为300、200、100 Ω的激励器放电特性及瞬态流场特性。结果表明:放电过程由于限流电阻的存在,可分为两个阶段,即急剧放电阶段和缓慢放电阶段。这一模式在满足较高初始能量注入的同时可以持续为激励器提供能量,有效提高了稳定性。同时,观察到较小的放电电阻,可以获得较大的射流速度,流动控制能力更强。但减小放电电阻,会导致放电电流增大,射流速度不稳定,工作稳定性变差。在实际应用中,需要综合考虑并确定最终的电阻值,确保两个放电阶段能量的合理分配。      

一种背负式无附面层隔道进气道的数值模拟研究与实验验证

采用CFD方法对背负式无隔道进气道/机身一体化流场进行了研究。主要分析了机身上表面附面层的发展情况、进气道进口鼓包排除附面层气流的特性以及进气道内部的流动特征,并将所得到的结果与实验数据进行了对比,比较了两种不同网格的计算准确度。研究发现进口鼓包能够有效地隔除机身上表面的附面层气流,进口段横向压力梯度是导致附面层气流"溢出"进气道的主要驱动力,另外进气道的流量系数对排除附面层气流的效果有着显著影响。     

形状记忆合金在飞行器进气道中的应用研究进展

进气道作为发动机上游的重要气动部件,其性能对整个飞行器的工作效率和运行能力都有着重要影响。本文首先详细阐述了进气道的几何调节需求,指出了传统机械调节方案存在的不足以及形状记忆合金在可调进气道中诱人的应用前景,而后简单介绍了形状记忆合金的基本特性和典型航空应用进展。最后,总结了形状记忆合金在飞行器进气道中的应用情况,重点介绍了美国SAMPSON计划在智能进气道领域所取得的成果。     

二维弯曲等截面管道中的激波串特性研究

利用Carroll的试验数据验证了数值方法的有效性之后,对二维等截面弯曲管道中激波串的特性进行了数值模拟试验,研究了管道弯曲对激波串的结构与特征长度、壁面沿程静压分布、出口截面马赫数与总压恢复、反压特性等的影响,研究中考虑了不同的进口马赫数和边界层厚度。结果表明,管道弯曲对流动的对称性有着明显影响,当马赫数较高时(如Ma₀=2.45)合适程度的管道弯曲有利改善直管道已有的流动不对称,使激波串长度缩短。管道弯曲能够有效抑制出口压力变化所导致的出口截面马赫数的大幅波动,考虑到低压比时(出口Ma_e>1)直、弯管道之间总压恢复系数存在明显差距,而当压比较高时(出口Ma_e<1)两者相当接近,因此亚燃发动机的超声速扩压器可适当使用大曲率以缩短管道的轴向长度。另外,鉴于弯曲管道与直管道内激波串长度之间的明显差异,已有的基于直管道的激波串长度经验公式不能很好地适用于弯曲管道。     

高超声速混合模块冲压发动机亚燃模块进气道的高焓风洞试验研究

 对适用于轴对称混合模块发动机的亚燃模块进气道(工作马赫数范围3～6)进行了马赫6级高焓风洞试验研究,获得了进气道在不同反压下的性能参数及沿程静压分布。实验数据显示,进气道的流量系数在0.98以上,喉道截面的总压恢复系数为0.52,平均马赫数为2.68,临界状态附近进气道出口平均马赫数低达0.432,对应的总压恢复系数为0.171,反压为自由流静压的267.56倍,为亚燃室的高效、稳定燃烧及亚/超燃室的匹配工作创造了良好的条件。当进气道处于超声速通流状态时,内通道上、下壁面静压沿流向大幅波动且波峰/波谷互相交错,通道的弯曲使得上壁面静压整体比下壁面要高。与等截面管道的反压特性不同,该进气道三维弯曲扩张管道出口的平均马赫数随着反压的增加单调下降,总压恢复系数则随反压的增加先下降后缓慢增加,直至进气道喘振。另外,研究中来流总压由3.0 MPa变化到5.5 MPa,进气道的性能参数及内部流态无明显变化。     

二元高超声速进气道不起动状态的信号特征及预警

 对高超声速进气道的不起动进行了研究,首先给出了某二元高超声速进气道由起动到不起动全过程的壁面压强信号历程,并利用短时傅里叶变换(STFT)和小波变换(WT)方法对不起动过程中壁面压强信号的时-频特性进行了分析,然后采用累积和(CUSUM)和最大似然比(GLR)变化检测算法,对高超声速进气道的喘振现象进行了预测。研究结果表明,高超声速进气道喘振发生时,壁面压强信号的时-频特性存在显著改变,能量谱密度(PSD)分布出现了有规律的集中,其基频在200～340 Hz范围,并随着堵塞度(TR)的增加而增加。另外,在喘振发生前,进气道收敛段的下壁面附近存在大尺度的分离包,其有规律的尺度变化和前后移动导致了明显的壁面压强脉动特征,因此可作为一种前兆来预测喘振现象的出现。在本文条件下,两种变化检测算法均可在大喘发生前约220 ms发出警报,表明了该喘振预警思路的可行性。     

高超声速进气道不起动问题的研究进展

由于传统声学振荡模式失效并且进口存在超声速溢流,高超声速进气道的不起动现象显著地有别于常规设计的超声速进气道,并且相比而言其危害性更大、与燃烧室的耦合更紧密、对其控制的实时性要求也更高,为此必须在吸气式高超声速技术的发展过程中受到重视。本文从流态特征、分类与识别方法、预警方法以及控制方法4个方面对高超声速进气道不起动研究领域取得的主要进展进行了回顾,分析了当前尚存在的主要问题,并探讨了未来的发展方向。     

双燃烧室冲压发动机亚燃模块进气道非设计点工作特性

 对适用于轴对称双燃烧室冲压发动机的亚燃模块进气道非设计点工作特性进行了风洞实验和数值计算研究,获得了该进气道的非设计点性能,并分析了其流态特征和再起动特性。实验数据显示,该进气道的马赫数4临界状态性能为：总压恢复系数0.425,出口截面平均马赫数0.519,可承受反压为自由流静压的56.52倍,而马赫数5的相应临界性能参数则分别为0.240,0.486和125.94。非设计状态下,该进气道的流量系数下降显著,马赫数5时的流量系数为0.813,马赫数4时则进一步下降至0.593,为此对高超声速进气道非设点综合性能的改善迫在眉睫。另外,该进气道在马赫数4时具有再起动能力。     

二元双喉道射流推力矢量喷管的数值模拟研究

对二元双喉道射流推力矢量喷管的设计规律进行了数值模拟研究.结果表明,空腔长度、空腔扩张角、空腔收敛角、上游喉道高度等设计参数对喷管的推力系数、矢量效率以及内部流态均有着显著影响.研究中获得的较优的参数组合方案为:空腔长度2.61,空腔扩张角10°,空腔收敛角30°,上游喉道高度1.0,次流注入角150°(长度尺度以下游喉道高度无量纲化).当主流压比为4、次/主流压比为1.08、次流量为主流的2.5%时,该方案获得了14.34°的矢量角,且推力系数为0.967.