基于壁面马赫数梯度的高超声速弯曲激波二维进气道数值研究

研究了一种壁面马赫数(Ma)呈线性分布规律的曲面压缩面,以此设计了高超声速弯曲激波二维进气道,并与同等条件下常规三楔压缩二维进气道进行了比较.数值研究结果表明:根据给定的壁面 Ma 线性分布规律和压缩面增压比,通过有旋特征线理论来设计压缩面的方法是可行的;与常规三楔压缩相比,此方法能改善压缩面附面层的稳定性,能有效缩短外压缩段的长度,并且其性能参数对来流 Ma 变化影响不敏感,特别是非设计状态下性能优势尤为突出.在接力点 Ma 下其流量系数达到0.783,比常规三楔压缩二维进气道提高13.2%,同时喉道截面总压恢复系数也提高4.5%.      

侧风条件下进气道流场及地面吸入涡特征研究

采用数值模拟与试验方法对大涵道比发动机进气道缩比模型在地面侧风工况下的流场特性进行了研究分析,同时考虑了侧风与地面吸入涡对进气道流场的影响,以及侧风对吸入涡强度的影响,在此基础上解释并分析了侧风对进气道流场的双重影响作用。研究结果发现:根据吸入涡在侧风影响下的生成特性,以及吸入涡和侧风因素对进气道流场作用程度的不同,吸入涡从稳定状态到被侧风吹除的过程中存在三个阶段,吹除起始阶段、迅速吹除阶段和吹除完成阶段,并且发动机进气道吸入速度越大,对应这一过程的起始吹除速度和完全吹除速度越大,但相应的速度比基本不变;在吸入涡被完全吹除之前,侧风通过对吸入涡强度的影响对进气道流场产生双重作用,在吹除起始阶段和吹除完成阶段,侧风的影响对进气道流场起主导作用,与无地面工况类似,进气畸变随着侧风速度的增大而增大,在迅速吹除阶段,吸入涡的影响对进气道流场起主导作用,进气畸变随着侧风速度的增大而减小。      

座舱及进气道对某飞翼布局电磁散射影响

座舱和进气道对飞行器隐身性能有重要作用。为分析座舱及进气道的散射影响特性,建立了四种包含不同部件的电磁模型,结合物理光学法和雷达截面积(RCS)均值相对增值概念,研究了RCS曲线分布影响、俯仰角响应特性、频率响应特性。结果表明:考虑隐身设计的座舱和进气道不改变散射分布特性,RCS曲线分布特性相似;俯仰角增加,座舱影响较小,进气道、混合座舱和进气道前向、后向、周向角域相对增值震荡性递增,频率增加,座舱对电磁散射影响不大,进气道、混合座舱和进气道的前向、后向角域的相对增值震荡减小。座舱对电磁散射影响较小,前向相对增值位于-2.4～1 dB之间,进气道对电磁散射影响较大,前向相对增值为2～12 dB。     

隔板对二元高马赫数进气道自起动性能的影响

前伸隔板能够大幅提升高马赫数进气道的自起动性能。为了进一步获得前伸隔板关键设计参数对二元高马赫数进气道自起动性能的影响机制,针对一种低外阻二元高马赫数进气道,利用数值仿真研究了不同相对位置和前缘上切角的隔板构型下进气道的自起动过程。结果表明:上子通道在起动之前维持超声速不起动流场结构并且率先实现起动,有利于整个进气道自起动性能的提升;在研究范围内,随着隔板相对位置的增加,进气道自起动马赫数先减小后增大,而在基准位置改变隔板前缘切线角度,进气道自起动马赫数则变化较小;使进气道具备优良自起动性能的隔板相对位置区间和隔板前缘上切角区间均较宽,对应的上子通道和下子通道内收缩比的比值落于0.797～1.043。     

V形前缘对激波入射边界层流动影响的数值模拟与分析

为指导V形溢流唇口下游的进气道内部流动分析,采用数值模拟开展V形尖前缘对二维斜激波入射平板边界层流动的影响研究。以气流偏转角6°的二元楔面为基准激波发生器,设计了展向气流收缩角α(0°~60°, 0°对应二元构型)的V形前缘构型,开展对比研究。结果表明,V形前缘构型使得激波入射位置沿展向不均匀、流动具有明显三维特征,并且干扰区壁面压强上升、分离区尺度明显增大。在α=0°~60°范围内,干扰区流动的不均匀程度、分离区尺度随α增大单调增加。进一步分析表明,V形前缘构型干扰具有中间平直、侧边斜掠的耦合入射特性,体现为对称面壁面压强符合自由干扰理论,侧边斜掠入射区参数符合斜掠干扰的锥形流特征。对比二元与α=45°构型的无粘模拟结果,V形前缘会诱导展向两侧对称的斜掠激波、并在对称面相互干扰产生平直的“桥”激波,这使得激波入射位置沿展向不均匀并偏向下游。其中对称面处平直入射激波压升比(2.49)高于二元构型结果(2.24),侧边斜掠激波强度与二元构型基本一致。这些因素综合导致V形前缘构型的分离尺度增大。     

不均匀进口总压对涡轮气动性能的影响

为了探究不同进口总压分布对涡轮气动损失的影响规律及作用机理,以 GE-E3 发动机高压涡轮的第 1 级导叶为研究对象,通过设定总压畸变高度和强度,利用数值模拟方法对多种涡轮进口 1 维分布形式下的涡轮气动性能展开研究。结果表明:当端区总压强于中展区总压时,静叶压力面附近流体向中展区汇集碰撞,出口效率降低;随进口总压畸变强度的提高,静叶出口效率线性降低;当端区总压弱于中展区总压时,静叶出口效率变化不大;单级涡轮出口效率随总压畸变形式变化的规律与静叶的类似。     

屏蔽式总温热电偶的稳态误差分析及改型设计

针对航空发动机排气温度高精度测试的需求,采用流热耦合的数值模拟方法研究了某型屏蔽式热电偶在马赫数为0.2、0.3、0.4、0.5、0.6五种工况下的速度误差、导热误差、辐射误差的大小和变化趋势,以及偶丝长径比、屏蔽罩进出口面积比对屏蔽式热电偶稳态误差的影响规律。结果表明:在马赫数小于0.3工况下,辐射误差占总误差的比例最高;而在马赫数为0.6工况下,导热误差成为影响测温精度的最主要因素;合理地增加偶丝长径比能显著地降低导热误差,减小进出口面积比值会使速度误差增大辐射误差减少;因此,存在最佳的进出口面积比使得总稳态误差最小。最后选取了偶丝长径比为12,屏蔽罩进出口面积比为6对原屏蔽式热电偶进行了改型设计,使该屏蔽式热电偶的总稳态误差降低50%以上。      

一种CARET进气道喉部附面层抽吸数值研究

以一种CARET(后掠双斜切双压缩面)进气道为研究对象,设计喉道附面层抽吸槽以控制流动分离。采用CFD数值计算软件对进气道在设计点工况下（马赫数为2.0)下内、外流场进行计算,以总压恢复系数和进气道出口总压畸变为评价指标分析不同抽吸方案的效果。结果表明:喉道附面层抽吸能够稳定结尾正激波,削弱激波/附面层干扰,抑制流动分离,显著改善流场,提高总压恢复系数,减小出口畸变;喉道段抽吸槽位置靠前能够明显降低出口畸变;随着抽吸量的增大,附面层抽吸对进气道内特性性能提升的贡献越来越小。      

分布式边界层吸入推进系统的建模与分析

机体后部边界层吸入技术可显著改善飞机的燃油经济性,但目前尚未建立推进系统设计与分析方法。针对类似N3-X飞机的分布式边界层吸入推进系统,采用基于边界层积分方程的数值分析方法,引入功推比参数,详细分析边界层状态和推进系统参数对系统性能的影响,从而为推进系统设计提供理论和数据支撑。通过基准状态与N3-X的对比,验证了计算方法的可靠性。分析表明,当吸入边界层占比为50%左右时推进系统能耗可降低4%,边界层形状因子越小或者动量厚度越大,能耗降低越多;进气道扩张比对功推比的影响不大;随着进气道入口马赫数增大、风扇压比降低、风扇效率增大、风扇损失降低或者喷流速度降低,功推比都会下降。     

进口轴向和水平投影同时可控的内收缩进气道设计

为了满足两侧进气布局高超声速飞行器乘波前体与进气道一体化设计要求,基于特征线法和流线追踪技术提出了一种进口轴向投影和水平投影同时可控的内收缩进气道设计方法。采用该方法设计了进口轴向投影和水平投影均为超椭圆的内收缩进气道并在设计点(马赫数为6.0）对其进行数值仿真验证。结果表明:进气道进口轴向投影和水平投影均符合预期设计。进气道能保持基准流场的波系结构和沿程压力分布,无黏时可以全捕获来流,喉道截面性能与基准流场基本相等。有黏时,进气道也具有较高的压缩效率,流量系数和出口总压恢复系数分别为0.96和0.56。因此,上述设计方法可行有效。