基于复合材料的直升机发动机进气道构型的应用与研究

以某民用直升机发动机复合材料进气道构型设计为例,阐述和分析了基于复合材料的直升机发动机进气道构型的设计特点、进气道防砂网抗鸟撞构型研究以及旁通量设计等技术要求.     

典型布局的进气道/导弹一体化性能分析

对头部进气、颌下进气、二元（两侧）进气三种典型布局的进气道/弹体一体化性能进行了计算,就阻力系数而言,颌下及头部进气优于两侧进气,升力系数则恰好相反。头部进气的流量系数最高,颌下次之,两侧进气则最差。对不同布局的总压恢复系数进行比较,颌下及两侧进气则较头部进气有好的攻角特性。     

双锥Bump压缩面设计及气动特性

采用反设计方法研究双锥Bump压缩面设计技术,该方法实质是融合运动间断边界在运动网格条件下对轴对称欧拉方程组求解.为避免激波捕获法对激波型面位置求解误差,应用计算域分块的方法预估第2道激波,在此基础上采用流线追踪法生成Bump压缩面;结合平面机身设计一双锥Bump实例,运用计算流体力学仿真手段对其进行黏性数值模拟.研究结果表明:①该模型流场结构仍保持较强的附面层扫掠能力;②在来流马赫数为2.0条件下,相比传统的正圆锥乘波体Bump压缩面设计,新型设计方法可使Bump外压缩系统总压恢复系数提高0.04左右,为Bump进气道性能提高奠定基础.      

壁面马赫数分布规律可控的新型内收缩基准流场设计方法

根据有旋特征线理论,设计出了沿程马赫数下降规律可控的轴对称基准流场,分析了基准流场的几何参数(前缘压缩角及中心体半径)的影响规律,发现选取较小的前缘压缩角和中心体半径有利于得到性能优良的基准流场;然后在设计状态Ma=6时研究了三种典型的马赫数下降规律对这种轴对称流场性能的影响。最后考虑了粘性的影响,并进行了粘性修正探索,结果表明,采用附面层位移厚度修正方法后,基准流场的壁面压力分布和无粘情况吻合良好。     

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.     

进气道动态特性的传递函数多项式近似分析

进气道动态特性的小偏差封闭传递矩阵模型仅能得到频率特性数据,为了获得多项式形式的传递函数,提出了一种基于MATLAB的计算方法.基于频域辨识获得了结尾激波对放气量扰动的有理多项式传递函数近似模型,此模型的频率特性与原始频率特性吻合较好,比Pade近似方法更简单准确.利用模型降阶方法对高阶多项式函数进行简化,获得了低阶传递函数,低阶模型与高阶模型的时域响应较为一致,为激波位置控制系统设计奠定了基础.分析了激波处相对面积变化率对频域特性的影响,结果表明相对面积变化率越小,激波运动的稳态距离越大.     

高超进气道自适应泄压槽的设计参数分析

采用自适应泄压控制技术解决宽范围定几何高超进气道低马赫数下自起动问题,利用数值仿真对一种采用自适应泄压控制的高性能二元高超进气道单个自适应泄压槽的位置、角度、有效流通面积等主要设计参数对泄漏量以及进气道总体性能的影响规律开展了研究.结果表明:泄压槽参数变化对基准进气道总体性能影响较小,总压恢复系数在2%范围内变化.位于唇口激波反射点下游的槽的泄漏量较大且随开槽角度的增加而减小,随有效流通面积的增加成线性增加;相同条件下,自适应泄压槽的泄漏量只有常规顺向放气槽的50%;随来流马赫数升高,自适应泄压槽的漏气量明显减小,高马赫数下接近气动自封闭状态.      

TBCC进气道变几何泄流腔研究

提出了一种用于内并联型涡轮基组合循环(TBCC)进气道全马赫数范围的可变几何泄流腔方案,给出了可变几何泄流腔的设计方法;研究了泄流腔及其几何特征参数对进气道流场特征和气动性能的影响,获得了几何特征参数对进气道气动性能的影响规律.最后,采用三维流场数值模拟手段,对泄流腔可变型面参数随飞行马赫数Ma₀的调节规律和进气道在全马赫数范围内的气动特性进行了研究,结果表明:泄流腔开启之后,随着Ma₀的增加,泄流腔进口宽度和喉道高度不断减小,且均呈前急后缓的减小趋势;在Ma₀≤2.0和Ma₀≥2.5时,泄流腔进口前角均随Ma₀的增加而减小;当Ma₀≤2.5时,进气道的总压恢复系数均在0.8以上,当2.5<Ma₀≤4.5时,进气道的总压恢复系数均在0.3以上,符合进气道总体方案的要求;冲压模态下,冲压通道的出口马赫数均小于0.4,出口静压均大于0.5个标准大气压(50.6625kPa),均能满足冲压燃烧室的燃烧需求.结合高速风洞试验研究结果,印证了可变几何泄流腔方案的可行性.      

带唇口封气活门的高超侧压进气道过渡态工况气动性能

针对超燃冲压发动机从助推到接力工作的过渡状态,根据侧压式进气道从完全关闭到全部开启的工作要求,提出了一种新的变几何设计方案,即可变唇口活门方案.采用数值模拟和实验研究的方法,研究了发动机在工况变化的过渡过程中,可调唇口对进气道性能的影响,研究发现该方案可以实现进气道的启闭.在数值模拟的基础上,设计了一个唇口活门遥控调节的侧压式进气道模型,完成了这种变唇口侧压式进气道模型的Ma为3.85风洞试验,证明该进气道在设计起动马赫数Ma为3.85下能够正常开启并起动工作,验证了该方案的可行性.      

三维平壁进气道的特性研究

介绍三维进气道和超声速燃烧冲压式喷气发动机 (SCRAMJET)模型一项实验研究的结果。Scramjet模型由进气道和燃烧室组成 ,此模型组件的设计是为了研究流动结构以获得进气道的特性 ,以及研究燃烧室和进气道、燃料 (氢及碳氢燃料 )点火和燃烧的相互影响。这些试验是在下吹式风洞(M =2 ～ 6,Reunit=( 8～ 54) × 1 0 6)和热射式风洞 (M =6及 7 2 ,Reunit =( 1 0 ～ 32 )× 1 0 6,Tt =1 50 0 ～ 2 50 0K)中进行的。