基于替代模型的高超声速前体/进气道一体化优化

采用基于替代模型的渐进优化策略对二维高超声速前体/进气道进行一体化设计优化,采用拉丁超立方试验设计法选择样本点,采用二维粘性CFD方法计算进气道流场来建立样本数据库,综合运用了多项式响应面、Kriging模型、BP神经网络和径向基神经网络等替代模型.相对于基准构型,前体/进气道的优化构型在设计态时提高了流量捕获与来流压缩能力,提高了总压恢复性能,同时减小了阻力系数,综合性能提高了5.3%;在非设计态时优化构型的综合性能也有不同程度的改善.      

旋转冲压压缩转子二维进气流道数值研究

借鉴二维超声速进气道的设计方法,设计了一种旋转冲压压缩转子的二维进气流道,并采用二维雷诺平均N-S方程和Spalart-Allmaras湍流模型对其流场进行了数值仿真,研究了转速、背压对二维进气流道中波系结构、内部流动特性和性能的影响.计算结果表明:所提出的旋转冲压压缩转子二维进气流道设计方法是可行的;二维进气流道中产生的激波系与二维超声速进气道中产生的激波系相类似,所不同的是二维进气流道中产生的激波为弯曲激波,而二维超声速进气道中产生的激波为平直激波;转速和背压对二维进气流道的性能有较大影响.      

S弯进气道中静压场研究

本文给出了 S弯进气道出口截面上的静压场测量结果。研究表明 ,在不同的进气攻角下 ,S弯进气道出口截面上的静压是不均匀的。攻角愈大 ,静压场畸变愈严重。在进行旋流场研究中 ,如果攻角较大 ,需认真考虑以往壁面 4点线性加权平均压力场处理所带来的误差影响     

S型进气道的数值模拟研究

 本工作改进了Denton的有限体积的时间推进法,将这种对时间一阶精度对空间二阶精度的方法改进为对时间二阶精度对空间二阶精度的计算方法,并应用于S型进气道的内流及具有进口外流的进气道流场的数值模拟,进行了实例计算,取得了合理的计算结果。     

超音速两侧进气道设计研究

本文结合某型飞机进气道的设计论述了垂直放置于机身两侧的二元三波系外压式可调节超音速进气道设计中的关键技术。给出了进口几何参数和内管道设计原则和参数以及喉道设计和附面层控制系统的计算公式和应用结果;采用线性π调节和两级迎角补偿调节能得到较好的非设计状态进气道性能;进气道发动机匹配分析获得了进气道稳定工作范围,该分析方法是一简单易行的新的技术途径。     

对可变几何形状进气道两种补偿控制的分析与比较

本文对我国自行设计的两类高空高速歼击机可变几何形状进气道实现两种补偿控制方案进行了分析和比较,并提出了更有效的、易行的新途径。     

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.     

前缘对进气道性能影响的数值模拟

应用质量平均的N-S方程和B-L代数湍流模型,在不同压缩面前缘半径条件下,以高超声速进气道的流场进行了数值模拟,对比研究了进气道压前缘半径对流场结构及性能的影响,在计算过程中,对方程中的对流项采用了空间为二阶精度的TVD格式,扩散项则采用了二阶中心差分离散。     

双旁侧无隔道超声速进气道参数化设计及流动分析

针对双旁侧无隔道超声速进气道中S弯流道内部流向涡产生的大畸变问题,提出了参数化设计技术,并基于典型飞机前体设计进气道构型,利用Liutex涡识别技术分析S弯流道内部的流动机理,并探索提升进气道出口流场品质的设计技术。研究结果表明：Liutex涡识别理论在进气道流场中能够有效识别流向涡的大小和强度;为抑制流向涡的产生和发展,降低出口畸变,进气道入口处上唇口一侧流道应采用较小的曲率,下唇口一侧则需要增大曲率;S弯流道末端应增大扭曲程度以将流向涡推至进气道出口中间区域。本文研究可有效抑制无隔道超声速进气道出口畸变,为控制S弯流道内部流向涡结构探索新型设计方法。