引气对跨声轴流压气机性能的影响

以单级跨声轴流压气机NASA Stage35为研究对象,根据影响转子和静子通道流动的主要物理现象分别设计了多种引气方案.通过数值模拟比较分析引气与不引气状态下压气机的详细流场,结合实验测量结果,研究转子机匣端壁引气位置以及静子机匣端壁引气量对压气机性能及流场的影响.结果表明:转子机匣端壁引气能够有效控制间隙泄漏流的发展,减小叶尖损失,提升压气机性能.不同的引气槽结构和轴向位置对间隙流动的影响机理不相同;静子机匣端壁引气能够有效减小静子叶排损失,提升压气机效率.      

带多孔板的APU进气系统气动性能实验

利用实验方法对一类带多孔板的辅助动力装置(APU)进气系统气动性能进行了研究.实验结果表明:两出口的总压恢复系数和总压畸变指数均随流量的增加不断降低.总压恢复系数在定总流量时略微下降,在定配比时几乎线性下降.总压畸变在周向上主要受多孔板无孔区影响,径向上主要受流道曲率影响.随开孔率增加,总压恢复系数不断增加.动力端不同开孔率下,总压畸变以径向畸变为主,负载端在小开孔率时以周向畸变为主,大开孔率时径向畸变成为主要因素.      

一种轴对称变几何进气道设计方法

对带凹腔的圆锥流动进行了数值分析,就流场结构和总压分布与实验结果进行了比较,数值模拟结果与实验数据吻合较好,结果可信.数值模拟研究了不同几何构型的凹腔对圆锥流动的影响,分析并揭示了凹腔与圆锥流场的耦合流动特征.据此,对一种圆锥头部可移动的轴对称变几何进气道开展了方案设计及气动性能分析,并与相应定几何进气道进行了对比.结果表明:当来流马赫数高于设计马赫数时,后退圆锥头部可以调节进气道外压缩波系,保证流量系数达到0.99以上,采用该变几何技术,在不改变进气道内通道几何形状的前体下,可明显提高进气道的流量系数.      

基于边界层转捩的高超声速进气道特性研究

为了探索边界层非强迫转捩对进气道性能的影响,采用数值计算的方法开展了边界层转捩对轴对称混压式高超声速进气道流场特性的研究。研究表明:随着进气道中心锥锥尖钝化半径增大,边界层转捩先推迟。当锥尖钝度大到一定程度时,边界层转捩位置前移。随着钝化半径进一步增大,边界层转捩再次推迟,转捩位置逐渐后移。来流湍流度越大,边界层越不稳定,边界层转捩越易发生。与湍流边界层相比,考虑边界层转捩时进气道的总压恢复系数及流量系数较高、热载荷及阻力系数较小,Ma=6.5时喉道处总压恢复系数最高上升17.3%,进气道阻力最大下降17.4%。边界层转捩对壁面热流密度分布影响较大,但对壁面压力分布影响较小。钝化影响进气道的自起动性能,随着钝化半径增大,自起动马赫数升高,而边界层转捩对进气道自起动性能影响较小。     

二元高超声速进气道激波振荡特性实验

通过在进气道/隔离段模型出口附近设置固定的堵塞楔块提高反压,并采用高速纹影拍摄同步壁面压强测量的手段,在马赫数5.9的激波风洞中研究了二元高超声速进气道在不同堵塞度下的流动特征。研究结果表明,在较低的堵塞度下,进气道仍然能够保持起动状态,而在较高的堵塞度下,进气道出现激波振荡。上游产生的压缩波/激波在节流段的反射是出现激波振荡的重要原因之一。随着堵塞度的增加,激波振荡的频率有所升高。     

Experimental Investigation of Nozzle Effects on Thrust and Inlet Pressure of an Air-breathing Pulse Detonation Engine

Nozzle effects on thrust and inlet pressure of a multi-cycle air-breathing pulse detonation engine (APDE) are investigated experimentally. An APDE with 68 mm in diameter and 2 050 mm in length is operated using gasoline/air mixture. Straight nozzle, converging nozzle, converging-diverging nozzle and diverging nozzle are tested. The results show that thrust augmentation of converging-diverging nozzle, diverging nozzle or straight nozzle is better than that of converging nozzle on the whole. Thrust augmentation of straight nozzle is worse than those of converging-diverging nozzle and diverging nozzle. Thrust augmentations of diverging nozzle with larger expansion ratio and converging-diverging nozzle with larger throat area range from 20% to 40% on tested frequencies and are better than those of congeneric other nozzles respectively. Nozzle effects on inlet pressure are also researched. At each frequency it is indicated that filling pressures and average peak pressures of inlet with diverging nozzle and converging-diverging nozzle with large throat cross section area are higher than those with straight nozzle and converging nozzle. Pressures near thrust wall increase in an increase order from without nozzle, with diverging nozzle, straight nozzle and converging-diverging nozzle to converging nozzle.     

内并联型TBCC进气道方案设计及验证

提出了一种带可变几何泄流腔的内并联型涡轮基组合循环(TBCC)进气道设计方案.介绍了进气道的总体设计思路,给出了进气道的设计马赫数、转级马赫数及飞行轨迹,对不同来流条件下进气道的工作方式以及全马赫数范围进气道型面调整的安排进行了论述,确定了进气道主要气动参数与型面参数的选取原则.通过数值模拟和高速风洞试验的手段,对进气道设计方案的可行性进行了验证.数值模拟结果表明:当Ma₀≤2.5时,进气道的总压恢复系数均在0.8以上,当2.5<Ma₀≤4.5时,进气道的总压恢复系数均在0.3以上,符合进气道总体方案的要求;冲压模态下,冲压通道的出口马赫数均小于0.4,出口静压均大于0.5个标准大气压,均能满足冲压燃烧室的燃烧需求.风洞试验结果表明:模态转换过程中,进气道涡轮通道具有良好的进/发匹配特性,且进气道涡轮/冲压通道具有良好的相容性能.研究结果可为我国开展组合动力研究提供方案参考和技术储备.      

射流对高超声速进气道起动性能的影响

为探索利用射流技术降低进气道起动马赫数的可行性,对二元高超声速进气道二维流场进行了数值模拟,通过对比不同工况的流场结构、流量系数及总压恢复系数,分析了射流对高超声速进气道的作用效果,并研究了射流速度、压强及倾角对进气道起动性能的影响。分析结果表明:施加射流,激波与进气道边界层原有干扰形式发生改变,是降低进气道起动马赫数的主要原因。研究还表明,增大射流速度利于提高控制效果,但持续增大射流速度,会造成隔离段反压升高,并且这一现象与射流压强相关,降低射流压强能使进气道起动的射流速度区间扩大,同时在不同射流倾角下,上述规律表现一致。该研究揭示了进气道起动能力随射流参数变化的系统性规律,可用于指导工程设计及优化。     

提高固定几何二元进气道低马赫数性能的仿真研究

分别以常规低、高马赫数来流设计的固定几何二元混压式进气道为例,采用数值模拟手段,探究了一种改进的外压缩波系配置方案。采用来流马赫数由低到高,外压缩激波依次封口的设计方法,提高了固定几何二元进气道的低马赫数性能。相比常规配波设计的进气道,来流马赫数2.15条件下的流量系数提高了0.07;来流马赫数2.15和2.4条件下,总压恢复提高近0.015。初步研究证明这种设计理念是合理的,该设计方案有待于进一步发展和实验验证。     

内并联式TBCC进气道模态转换过程流动特性分析

针对组合动力(TBCC)进气道模态转换过程中出现的非定常气动现象,采用稳态/非稳态数值模拟方法对相关流动特性及其影响因素与流动机理开展了研究。结果表明：由涡轮发动机工作状态向冲压发动机工作模态转换过程中,进气道内出现结尾激波沿流向前后振荡现象,振荡频率约为130Hz;当冲压流道反压引起的激波未前传至模态转换分流板前时,冲压发动机工作状态对结尾激波振荡不产生影响。在相同的发动机工作状态下,随着模态转换速度的增加,结尾激波振荡频率逐渐增大。文中研究的进气道内结尾激波振荡现象可通过亚声速管道内波的传播理论进行解释和分析。