炮弹固冲增程发动机进气道的风洞实验研究

进气道是冲压发动机的重要部件,它的性能关系着炮弹冲压增程发动机性能的好坏。文章阐述衡量炮弹固体燃料冲压增程发动机进气道性能的指标,介绍冲压发动机进气道的分类,着重给出了某炮弹固冲增程发动机混压式双锥进气道在马赫数2．0096时的风洞实验结果,并进行了详细的分析。研究表明,实验马赫数2．0096时,在进气道有效流通面积范围内,随着进气道有效流通面积的减小,总压恢复系数增加;随着弹体迎角的增加,总压恢复系数降低。     

中心体位置对轴对称可调进气道跨声速流动特性的影响研究

为了探究跨声速状态下轴对称中心体可调进气道的流动特性,设计了一个轴对称变几何进气道,研究了其在Ma0=1.1时不同中心体调节位置下的流场特征和气动性能,获得了其口部和泄流腔内流动特性、节流特性以及气动性能.结果表明:四个不同中心体位置的进气道在Ma0=1.1状态下呈现出3种不同的口部波系结构,分别为:全亚声速流动、"λ...     

高速进气道低马赫数不起动特性及马赫数影响规律

为了探究进气道低马赫数不起动时的振荡特性,本文结合一体化前体/进气道构型,通过非定常仿真手段,对比研究了来流马赫数变化对进气道低马赫数不起动振荡流场以及飞行器气动力的影响规律。结果表明：低马赫数不起动时出现了稳定的振荡周期,且周期随着来流马赫数的增大而增长。由于拥塞发生在喉道处,其振荡流场单纯的表现为口部分离包的涨大和缩小,并且沿程压力的均值和幅值都呈现出喉道高两头低的分布趋势,而马赫数的增大会加剧此趋势。喘振周期中升力系数CL和阻力系数CD的变化趋势大致相反,升阻比曲线则表现为随分离包吐出而增大、吞入而缩小的趋势。CL和CD随着马赫数增大是整体下降的,但是脉动幅值变化不大,升阻比对马赫数的变化也并不敏感。此外,在进气道实现自起动过程中,当喉道瞬时流量高于起动时的流量一定程度,口部分离包将完全吞入。但定常仿真难以准确模拟该吞入过程,因此定常仿真得到的自起动马赫数偏高。     

二元外压式超声速进气道起飞过程的进发匹配特性

超声速进气道在起飞过程中存在一段特性较差的区域,表现为在零速度附近时进气道出口的总压恢复系数较低,总压畸变指数较高,对发动机高效、稳定工作带来不利影响,是进发匹配研究关注的重点问题之一。本文对一种带有辅助进气门的二元外压式超声速进气道开展进发联合试验和进气道CFD数值仿真,研究起飞过程中进气道流场结构、总压恢复系数、总压畸变指数随发动机转速的变化情况,通过流动机理分析提出了拆除防护网来改善进发匹配效果的技术措施,通过全尺寸进气道与发动机联合试验验证了改进措施的效果。同时,针对试验条件与真实飞行环境存在差别的问题,进行了地面效应影响的数值计算,给出了影响量值,为台架进发联合试验结果推广到飞行条件提供了依据。     

复杂钛合金进气道热等静压近净成形技术研究

作为冲压发动机的进气装置,进气道是发动机的关键核心构件,也是一种复杂异形薄壁钛合金构件,成形难度非常大。以TA15钛合金粉末为原材料,利用热等静压近净成形技术在国际上首次研制成功进气道,实现了整体结构的一次成形,并成功通过飞行考核。从进气道本体取样,测试了不同位置的组织,结果表明：热等静压TA15钛合金不同位置组织均匀性好,主要以板条状或片层状α相为主,在粉末颗粒边界大应变带周围分布着等轴α相,相间分布少量的细小β相。测试了材料各项性能,其平均室温抗拉强度、屈服强度、伸长率、断面收缩率、500℃抗拉强度、断裂韧性和冲击韧性分别为995MPa、924MPa、18.2%、43%、673MPa、90.6MPa·m1/2和51.4J/cm2 ,各项性能数据均达到了GJB2744A-2007中规定的TA15钛合金锻件的水平,综合性能良好。     

总收缩比对RBCC进气道影响数值研究

为研究火箭基组合循环发动机（Rocket Based Combined Cycle,RBCC）进气道隔离段内激波串传播规律,利用数值模拟研究分析了在高、低反压作用下总收缩比变化对激波串驻留位置及流动分离区范围的影响,并进一步开展了总收缩比对进气道气动性能影响的仿真研究。研究结果表明：在承受额定反压作用下,进气道总收缩比存在临界值,在临界值下提高总收缩比能显著增强进气道抗反压能力,并影响激波串驻留位置。在临界值上提高总收缩比对进气道抗反压能力无明显作用,进气道流动状态不受总收缩比变化的影响。此外,提高总收缩比能显著提高被捕获冲压空气流所承受的压缩程度,但会承受额外的空气流量损失和气动阻力。     

进气道激波串振荡的模态分解及快速预测

为研究隔离段自激振荡现象,采用2阶时间和空间精度、非结构网格、剪切应力输运(SST)k-ω湍流模型有限体积法程序对二元进气道在高反压下的非定常特性进行数值模拟,成功捕捉到激波串自激振荡现象,在此基础上利用本征正交分解(POD)和动力学模态分解(DMD)方法对其进行分析.结果表明:该自激振荡是低频主导、多频耦合的复杂振荡...     

非均匀流等压比变后掠角高超侧压式进气道研究

通过理论分析和风洞实验,对工作在前体附面层内的侧压式进气道,研究了等激波压比和等溢流角前提下侧压缩面的设计方法,分析了６种不同的侧压缩型面在４种来流附面层中,波后压力沿高度的变化规律和溢流角的变化规律。研究发现,采用部分圆弧加直线为前缘。四次曲线为斜面后缘型线的侧压缩面,在４种非均匀来流下的特性较好。马赫５．３的非均匀流风洞实验结果表明,等压比和等溢流角设计的侧压式进气道较通常的直前缘侧压式进气道,在非均匀来流中喉道截面马赫数分布均匀度好,总压恢复略高     

埋入式进气道流场控制研究

针对埋入式进气道总压恢复系统数低、畸变大的特点,提出了利用扰流器对埋入式进气道进行流场控制的方案。通过吹风实验,分析了扰流器的轴向位置、长度、高度、安装角、数目等对埋入式进气道性能的影响。研究结果表明,提出的流场控制方案可以大幅度提高进气道总压恢复和降低流场畸变,总压恢复σ可提高 3.5%以上,流场畸变指数 Δσ可降低 5.4 2 %以上,使埋入式进气道的性能达到可应用的水平,为埋入式进气道流场控制提供理论和设计依据。     

空-空导弹用二元混压超声速进气道数值研究

对空空导弹固体火箭冲压发动机二元混压超声速进气道进行了数值研究。应用ＮＮＤ格式耦合对流迎风矢通量分裂技术（ＡＵＳＭ）,按照ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ时间分裂方法对贴体坐标系下二维雷诺平均Ｎ－Ｓ方程进行有限差分离散。数值模拟了此进气道多种工况下的流动状态。结果表明,对于捕获激波和模拟附面层内流动均有很好的效果。在此基础上分析了来流马赫数、进气道工作高度及出口反压对进气道性能参数的影响。