马赫数4一级下颔式混压进气道试验

对一种Ma=4一级下颔式混压进气道进行了试验,得到了该类进气道的气动特性,结果表明:①在Ma=3.5,攻角和偏航角为零时,随着出口反压的增加,进气道总压恢复系数先升高后降低,临界状态下进气道总压恢复系数最高;②攻角和偏航角为零时临界状态时,随着来流马赫数的增加,进气道的总压恢复系数呈线性下降趋势;③有攻角或偏航角的状态下进气道的总压恢复系数有所下降;④进气道在由反压引起的不起动过程中具有再起动特性,再起动过程中无迟滞廻路现象.      

斜出口合成射流激励器S进气道分离流动控制

设计加工了单膜双腔式斜出口合成射流激励器,应用PSI DTC Initium压力扫描系统对斜出口合成射流激励器在S进气道主动流动控制中的应用进行了研究。结果表明：斜出口合成射流激励器能够抑制S进气道分离流动,提高出口总压恢复系数σ和降低畸变指数DC90,只需通过改变激励器的工作电压和频率,就可实现对S进气道内部流场的控制。在共振频率下,当来流速度V=80m/s,采用斜出口合成射流控制可使出口截面平均总压恢复系数增加0.37%,此时所耗合成射流能量仅为主流的0.24%。     

跨声速压气机转子失速过程的实验

针对一台跨声速压气机转子在不同转速下的失速过程进行了稳态和动态实验研究.通过对原始信号、小波分析结果以及FFT(fast Fourier transform)变换结果的分析得到,该压气机转子在3个不同转速时均为突跃型全叶高失速,流场中存在一个失速团,失速团沿周向的传播方向与转子转动方向相同,其相对静止坐标系的量纲一转速随转子转速的增大而减小,对这一规律产生的原因进行了分析.      

一种基于双模态燃烧二元高超声速进气道研究

设计并研究了一种基于双模态燃烧的二元高超声速进气道.通过在进气道内设计一个隔板,将流道分为超声速通道和亚燃通道.采用数值模拟方法,研究了内压段肩部型面,隔板进口高度及水平位置,过渡段起始点及扩张角、下通道出口高度、隔板头部型面等几何设计参数对进气道性能的影响规律,并给出了参数选择建议.结果表明:在研究范围内,内压段肩部型面、隔板进口高度及水平位置和过渡段起始点对总压恢复系数影响较大;而隔板进口高度及头部型面、过渡段扩张角和下通道出口高度对抗反压能力有较大影响.      

入口带倒圆结构的旋转长孔计算模型

通过对旋转长孔的各种复杂工况开展CFD仿真,对现有经验关联式进行修正,并基于流体网络法对修正后的计算模型进行开发,开发完成的模型采用计算流体力学商业软件Simerics进行验证,结果表明:该模型考虑了入口倒圆结构对流动的影响,对于旋转长孔的模拟准确度较高,在低雷诺数及超声速等各种流动状态下均具有较广的适用性,并且只需基本的几何特征参数即可进行一维数值模拟,因此可以作为二次空气系统一维数值仿真的标准化模型使用.      

高超声速二元变几何进气道气动方案设计与调节规律研究

 针对二元高超声速进气道宽马赫数大攻角工作要求,研究了转动唇口变几何进气道调节方案,给出了一种高性能变几何原型进气道设计方法,并通过数值仿真获得了变几何进气道各工况下的调节规律及性能变化规律。研究表明:采用特殊曲面唇口设计的变几何进气道宽马赫数范围内流场结构较好,总体性能优越;以马赫数Ma=6.0为设计点的原型进气道采用转动唇口方案无需附面层抽吸即可在唇口开启过程中实现接力点自起动,且最低自起动马赫数降至Ma=3.5;低马赫数大攻角状态下,通过转动唇口合理控制喉部平均马赫数范围可保证进气道正常工作。     

吸附式低反动度超、跨音速轴流压气机气动设计原理及其验证

当增加动叶转角以进一步提升超、跨声速轴流压气机级负荷时,为解决其内部流动问题,提出了吸附式低反动度超、跨声速轴流压气机气动设计原理。分析了在该气动设计原理指导下,级内参数的演变规律与相互影响。利用该气动设计原理完成了一高负荷超声速轴流压气机气动设计,三维粘性数值模拟结果表明,在叶尖切线速度370m/s的前提下,实现了一级压比2.5,效率87%的压气机级设计。      

基于NURBS曲线的涡控蛇形进气道设计

利用NURBS(non-uniform rational B-spline)曲线成功实现了涡控蛇形进气道参数化描述,并运用数值仿真方法对其中两个关键设计参数进行参数化研究.仿真结果表明:①第二S弯上壁面两侧后掠状凸起型面诱导的受控旋涡能够将低能流牵引至出口两侧,从而抑制大范围的气流分离,但凸起角取值需权衡选取,否则将不利于涡控蛇形进气道综合性能的改善.②通过抬高第二S弯下壁面能够减缓上壁面沿程逆压力梯度,进而影响第二S弯上壁面的流态,恰当的取值能够以微小的总压损失换取大幅度的畸变改善.③当设计参数选取恰当时,涡控蛇形进气道在设计状态下总压恢复系数为0.9667,畸变指数为0.2451.进气道性能较传统方案有显著改善,使得蛇形进气道迈向工程实用成为可能.      

跨声速压气机转子叶尖非定常流场数值研究

采用时间精确求解方法对某高负荷跨声速轴流压气机转子在98%设计转速下的叶尖非定常流场进行了数值研究.结果显示,激波自身振荡不明显,叶尖区域流动的非定常性主要来源于叶尖泄漏涡的破碎及其与激波之间的相互干涉.对比设计状态与失速状态下叶尖泄漏涡的特点发现:在近失速点时,叶尖区域间歇性出现前缘溢流.分析表明:叶尖泄漏涡在激波后破碎是造成堵塞的主要原因,也是造成spike型失速初始扰动的原因.      

一种进气道自起动特性检测方法

发展了一种应用于激波风洞中快速检测高超声速进气道自起动能力的实验方法。该方法通过在隔离段内预先设置轻质堵块,迫使进气道在风洞运行初期不起动,待堵块被吹出后,流道恢复畅通,进而考察进气道是否具有起动能力。实验采用高速纹影拍摄同步壁面压强测量的手段,对二元高超声速进气道的起动特性进行了研究。通过对纹影照片以及相应的壁面压强信号的分析,对所发展的自起动检测方法的可靠性进行了考核,并进一步研究了内收缩比对进气道起动特性的影响。在激波风洞中获得了进气道自起动过程以及起动／不起动双解区的流场特征和相应的壁面压强变化历程。