攻角动态变化对侧压式进气道起动特性影响的风洞试验研究

为了探寻不同频率下攻角动态变化对进气道起动性能的影响,进行了攻角以不同频率调节的侧压式进气道Ma=3.85的风洞试验。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°→8.15°→0°,频率分别为0.8Hz,1.6Hz,3.2Hz和6Hz的数次吹风试验。试验结果表明：四种频率状态下进气道在一个振荡周期中都能经历一个起动——不起动——再起动的一个过程;随着频率的增加,在进入振荡的第一个周期内不起动攻角缓慢增大,而在之后的周期性变化中不起动攻角急剧减小。     

三维侧压高超声速进气道试验与计算研究

针对三维侧压高超声速进气道开展了试验与计算研究。试验在中国航天空气动力技术研究院的高超声速脉冲风洞中进行,在试验中,来流马赫数为6,文中采用三维有限体积并行计算程序对风洞试验条件下的流动进行了数值模拟,采用k-g湍流模型,时间迭代采用LU隐式格式,对流通量采用了AUSM+、AUSMPW两种不同的空间离散格式进行了对比计算研究,结果表明两个不同的格式都能较好地模拟进气道流场。顶板中心线和离开中心线0.02m位置处的压力分布计算值和试验结果基本一致,表明AUSM+、AUSMPW格式的激波分辨率较高,粘性耗散比较低。计算结果还显示在侧压板壁面出现激波诱导边界层分离现象。     

壁面压升可控的高超轴对称进气道优化设计

采用有旋特征线理论,研究了沿程压升规律可控的轴对称物理壁面设计方法,基于该方法,结合替代模型多目标优化设计压缩面,基于优化结果,设计了一种高超声速轴对称进气道,对其进行了数值研究,并与常规双锥、三锥轴对称进气道进行了比较.结果表明:该进气道长度比双锥进气道缩短捕获半径的32.5%;设计点其性能介于双锥与三锥之间;起动点其流量系数比双锥和三锥分别提高8.24%和12.60%,总压恢复系数比双锥和三锥分别提高4.06%和2.50%.      

基于轴对称喷管的三维内收缩进气道的设计与初步评估

介绍了基于逆置等熵轴对称喷管的三维内收缩进气道的设计方法,并对设计的进气道的气动性能进行了初步评估。轴对称逆置等熵喷管采用特征线方法生成,以3°截短逆置喷管流动为基准流场,定义进气道出口为圆形截面,采用流线追踪方法和三维造型工具,生成了三维内收缩的超声速进气道,内收缩比CR=6.18。采用自主CFD软件分析了设计的内收缩进气道性能。无粘和粘性湍流计算表明,在设计点、起动状态下流线追踪进气道出口总压恢复系数高,流动核心区较为均匀。     

基于PNS算法的高超声速内转式进气道优化设计

为解决内转式进气道优化设计中计算代价过大的问题,将单次扫描空间推进PNS方程(SSPNS)应用于高超声速内转式进气道单目标及多目标优化设计。计算来流马赫数4.5,收缩比5设计条件下的构型,SSPNS与NS计算结果中,流场结构基本一致,出口截面总压恢复系数、压升及马赫数符合得较好,SSPNS耗时不到NS的百分之一,验证了SSPNS的可靠性及高效性。以总压恢复系数最大为目标,使用多岛遗传算法和非线性序列二次规划(MIGA+NLPQL)的单次组合策略及指针自动控制优化策略(Pointer-2)分别进行单目标优化,得到的最优值为0.530及0.559,较初值0.464提高14%和20%。Pointer-2计算次数少、计算结果优,说明该优化模型中Pointer-2具有更高计算效率和更强的全局探索能力。以总压恢复系数和压升最大为目标,通过多目标遗传算法进行优化,得到Pareto前沿,并拟合出具有工程价值的总压恢复系数与压升非劣解关系式。     

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。     

“X”型布局锯齿唇口进气道的超声速飞行器气动与隐身一体化研究

针对"X"型布局超声速飞行器气动外形与隐身性能一体化设计研究,采用标准k-ωSST湍流模型和多层快速多极子(MLFMA)数值计算方法,对比分析了有/无锯齿进气道唇口飞行器流动机理和散射机理,获得了有/无进气道唇口的气动性能和飞行器的雷达散射截面(RCS)。研究结果表明:在入射频率15GHz时,采用锯齿外形进气道唇口的飞行器在垂直极化(VV)和水平极化方式(HH)时能够降低飞行器的RCS;在锯齿区域附近出现大量的小尺度激波和涡流结构,扰乱了进气道正常流动;无锯齿时,进气道流量系数较大,其次是锯齿角度为90°外形,锯齿角度为45°时进气道的流量系数相对最小,主要是因为锯齿角度45°时的进气道进口泄漏量相对较小;得到了无锯齿时进气道的总压损失最小,同时,无锯齿进气道唇口飞行器的阻力系数相对较小。     

某 Bump 进气道流动控制计算研究

以某 Bump(凸包)进气道为研究对象,采用 CFD 数值模拟技术对其内、外流场进行计算,重点研究超声速来流马赫数 M∞=1.60下进气道气动、流场特性;根据进气道内、外流场特点,分别设计机身棱线涡扰流片、进气道抽吸及射流流动控制装置,目的在于提高飞机 M∞=1.60来流、进/发匹配点条件下进气道总压恢复、降低出口流场畸变;采用 CFD 技术对各流动控制装置效能进行计算,基于计算结果,对各流动控制装置效能及典型装置流动控制机理进行了分析。研究表明,M∞=1.60来流、负迎角下,扰流片作用不明显;采用进气道抽吸或射流控制措施,对提高进气道总压恢复有效。研究结果可为类似 F-35那样的隐身战机 Bump 进气道流动控制或工程发展提供一定的技术参考。     

高空超声速涡扇发动机喘振特征及扩稳措施的飞行试验研究

基于可调斜板式进气道及涡扇发动机,研究了飞机高空超声速减速条件下,进气道斜板板位快速调零后涡扇发动机的喘振特征,及放大尾喷口临界截面面积和提高风扇转速的扩稳措施对发动机稳定性的影响。结果表明:进气道可调斜板快速调零引起的发动机进口压力波动,会导致进气道与发动机流量不匹配,进气畸变增大;较低风扇换算转速下,进气畸变等降稳因子会导致发动机稳定裕度不足;放大尾喷口临界截面面积,提高了发动机的稳定性,喘振概率大大降低;增加最小燃油流量,提高高空发动机慢车状态风扇转速,可避免发动机进入低转速易喘振区域。     

大量附面层吸入S弯进气道内吹气控制

为了提高某大量附面层吸入的半埋入S弯进气道气动性能,采用数值模拟方法对其进行吹气控制研究并详细分析了吹气控制机理及吹气位置、吹气量、吹气角度变化对控制效果的影响.结果表明:吹气位置变化显著影响控制效果,最佳吹气位置位于气流分离点稍前的第1弯附近,该位置吹气比为1.75%、吹气角度为20°吹气时总压恢复系数相对原型提高约0.56%,出口周向总压畸变系数和旋流畸变系数分别下降约43.14%和83.60%;吹气角度并非越大越好,吹气时需尽量满足吹气角度较小,保证吹出的气流始终位于附面层内,避免与主流掺混而造成损失;总压恢复、出口周向总压畸变以及旋流畸变三者随吹气量变化的趋势不同,吹气量越大进气道总压恢复及总压畸变改善越明显,而旋流畸变随吹气量的增加先快速下降,随后变缓,最终甚至出现增加的趋势.