几何结构可调的亚燃冲压发动机性能研究

液体亚燃冲压发动机结构简单、推重比高,是高动态临近空间飞行器的最佳动力装置,临近空间飞行器的飞行速度范围宽、距离远,亟需采用几何结构可调技术来提高冲压发动机的性能。本研究对具有固定、连续可调进气道和尾喷管的冲压发动机性能进行了计算和比较。结果表明,采用连续可调喷管的冲压发动机的性能大大优于固定几何结构的冲压发动机,进气道可调带来的冲压发动机性能增加远小于喷管连续可调带来的发动机性能增加。     

瞬时畸变DC_θ的最大值预估

本文依据文[1]中提出的最大瞬时畸变值估算方法的基本思想,给出了具有极值运算的畸变指数DC_θ的最大瞬时畸变值的预估思路,从而使文[1]预估方法不独适用于美国P&W公司给出的一类畸变指数(K_(A2),K_(rad),K_θ),同时也适用于英国罗·罗公司给出的具有极值运算一类的畸变指数DC_θ等。文中还讨论了考虑脉动压力相关、瞬时畸变的概率分布等因素对DC_θ最大瞬时畸变值预估的影响,结果表明可提高预估精度。     

基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计

针对吸气式高超声速飞行器高空巡航飞行时净推力和升力不足的难题,探索了一种基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计方法。该方法耦合了具有高升阻比特性的乘波机体和气流压缩性能优异的三维内收缩进气道,获得了一种气动性能较优的高超声速飞行器一体化构型。在设计过程中,对一种咽式进气道的几何外形和激波系结构进行了适当改变,得到了能与楔形乘波前体进行一体化设计的类咽式进气道构型,并采用遗传算法对进气道参数进行了优化;以所得到的进气道和乘波体为基础对飞行器整体构型进行了飞行器内外流一体化设计。无黏计算所得流场与理论设计吻合良好,有黏计算结果表明该飞行器在马赫数7时最大升阻比达到3.4,具有良好的气动性能。     

动态节流下激波串运动特性的模拟和分析

为研究动态反压下的激波串特性,针对一种带凹腔的二元进气道/隔离段构型,在马赫数为6的来流下模拟了堵塞比从0.20增长到0.32再保持不变的动态节流流动,分析了堵塞比增长时间（1～10 ms）对激波串运动的影响。结果表明:激波串在节流变化初期向下游运动,随后向上游运动并最终稳定在某一位置。当堵塞比增长时间在5 ms以内时,激波串向下游和向上游运动的幅度分别为3 mm以内和约18 mm,且激波串运动滞后于节流变化,滞后时间随着增长时间的延长而缩短。当增长时间大于等于6 ms时,激波串可向下游运动到凹腔中部,幅度可达31 mm,并伴随着流动振荡;向上游运动幅度仍约为18 mm,激波串运动与节流变化近似同步。分析表明:较短增长时间工况下,激波串运动滞后主要是因为节流引起反压升高、传播时间大于堵塞比增长时间;较长增长时间工况下,凹腔内流动振荡主要是堵塞比增长初期凹腔亚声速区排出流量增加,回流区横向尺度减小,导致凹腔超声速区膨胀并出现“壅塞”,产生分离激波与回流区相互作用、发生振荡。工程设计时应考虑激波串运动的滞后及其对流动性能的影响。     

畸变图谱的绘制

本文介绍了一种用绘图仪绘制畸变图谱的技术,並讨论了数值逼近方法及边界条件对图谱的影响。文中建议用二元三次样条逼近压力分布来求得密网格节点上的压力值。文中的绘图技术也可用来绘制温度畸变图谱和其他类型的等值图。     

壁面温度对高超声速进气道不起动/再起动特性的影响

分析了高超声速进气道不起动/再起动特性,并对不同壁温下的高超声速二元进气道内流场进行了数值模拟,给出了不同壁温下的进气道不起动/再起动特性,以及进气道不起动马赫教和再起动马赫数随壁面温度的变化规律,最后对壁面冷却改善进气道不起动/再起动特性的内在物理机制进行了讨论.结果表明,采用壁面冷却能提高进气道的流量系数和总压恢复系数,有效改善进气道不起动/再起动特性,拓宽进气道的工作范围.     

用空间推进算法模拟高超声速进气道流场

在有限体积法框架下，采用空间推进算法SSPNS（Single-Sweep Parabolized Navier-Stokes Algorithm）求解抛物化NS方程（即PNS方程），在流向采用LU—SGS隐式积分，而横向无粘和粘性通量则分别采用AUSM系列格式和中心格式计算。用该方法对1个二维高超声速进气道和2个三维高超声速进气道流场进行了数值模拟，得到的流场波系结构、壁面压力及传热系数分布与文献中相关数值解和实验数据基本一致，表明SSPNS法能够准确地模拟超燃冲发动机进气道内的高超声速流动。对比研究表明，SSPNS法与求解FNS（Full Navier＼lStokes Equations）方程的传统时间迭代法相比，二者计算精度相当，而SSPNS计算速度快1～2个量级，存储量至少低1个量级。本文的研究为CFD在超燃冲压发动机部件及一体化优化设计中的集成，以及大型高超声速工程流动的高效计算，打下了良好的基础。     

S弯进气道出口旋流对轴流压气机性能的影响

为探究S弯进气道出口旋流对轴流压气机性能的影响,优化设计了旋流畸变网以模拟旋流,利用数值模拟的方法探究了单级轴流压气机在S弯进气道出口旋流作用下的气动响应,获得均匀进气条件和旋流进气条件下的压气机特性线和流场分布。结果表明:优化后的旋流畸变网总体旋流角误差降低了。S弯进气道出口旋流对增压能力影响不大,但会导致压气机效率下降,稳定工作范围减小。在100%和80%换算转速,压气机的压比最大降幅分别为0.12%和0.28%,在峰值效率点附近的效率最大降幅为3.2%和14.4%。S弯进气道出口旋流中的反向旋流区增大了转子叶片进气攻角,导致气流叶背分离、叶片通道堵塞,最终导致压气机失稳。      

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。     

扩压器流场分离的涡控技术研究

 大扩张角扩压器流场分离将严重影响扩压器性能和出口流场分布的均匀性。研究采用涡控技术抑制扩压流场的分离,其涡控方案是在扩压壁面设计“涡穴”,在气流流动时产生旋涡,“涡穴”内的旋涡与扩压流场相互作用,改变了扩压流场中的速度分布,增加了附面层内的动量,从而抑制了分离的形成。研究了“涡穴”几何尺寸对抑制效果的影响。试验证明:在合适的“涡穴”设计下,“涡穴”旋涡具有明显的抑制分离的作用,并以流场参数的测定分析了涡控机理。