隔离段横向喷流作用下激波串运动特性研究

在马赫数6的激波风洞中,通过隔离段壁面处的横向喷流控制隔离段反压,借助高速纹影和壁面静压测量,研究了二元进气道/隔离段内激波串运动特性。结果表明:进气道起动后,流场中的反射波系构成了背景激波;开启横向喷流后,隔离段下游气流不断蓄积使得反压升高,隔离段内出现激波串。在反压作用下,激波串逐渐前移,其前沿激波的形态和前移速度受上游背景激波的影响而发生变化;背景激波入射壁面的区域自身存在较强的逆压梯度,能够增强与入射点同侧的前沿激波分支,使得前沿激波急剧前移。前沿激波被推出隔离段后,在进气道肩点附近短暂振荡,反压进一步增大后,进气道不起动并出现喘振。关闭喷流使反压降低后,进气道再起动。     

直升机防除冰系统人工结冰试验

为掌握结冰条件下直升机旋翼、发动机、进气道防除冰系统的性能规律,在不同液态水含量和大气温度下,开展了地面和悬停两种状态直升机人工结冰试验,研究旋翼、发动机、进气道防除冰系统在结冰环境中的相互影响。研究发现:受旋翼旋转影响,右发进气道较左发更容易结冰;发动机低功率状态下,防冰性能较差,状态升高后,防冰性能改善;旋翼结冰导致发动机状态升高,使进气道表面温度较无结冰时仍有上升。同时,旋翼上周期性的"结冰-脱除",导致发动机参数振荡,振荡周期受环境条件影响不大,而振幅与液态水含量近似呈线性关系。     

复合材料蜂窝夹层进气道结构优化设计方法

研究了一种以全局响应面算法为基础的复合材料蜂窝夹层结构进气道优化设计技术。该技术以复合材料蜂窝夹层进气道结构为研究对象,以结构重量最轻为目标,结合工程实际生产工艺和复合材料结构设计一般原则,使面板各方向角铺层厚度和蜂窝芯材厚度均选用离散变量,同时约束复合材料蜂窝夹层结构的各种失效模式以及进气道工作环境的频率需求。最后通过算例验证了此优化设计方法的可行性。     

一种平面埋入式进气道的地面工作特性及流态特征

对一种平面埋入式进气道的地面工作特性进行了实验研究, 结合数值仿真技术, 分析了地面工作状态下该类进气道的流态特征, 并探讨了其出口总压图谱的形成成因.结果表明:(1)虽然进气道出口截面的二次流较弱, 但通道内却存在强的以对涡为特征的旋流, 该对涡因埋入式进气道进口侧棱的存在而产生, 与后唇口前缘的气流分离共同导致了进气道出口截面的大面积低总压区;(2)地面工作状态下, 埋入式进气道的总压恢复系数随出口马赫数的上升而下降, 周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数则随着出口马赫数的增加而增加.在相同的出口马赫数下, 地面工作状态的总压恢复系数高于飞行状态, 各种畸变指数也明显偏高.但当发动机的进口工作马赫数为0.35左右时, 进气道出口截面的综合畸变指数W小于10.0%, 满足常规发动机的稳定工作要求;(3)计算和实验结果对比表明, 所得到的进气道出口总压恢复系数相对误差在1.2%以内, 但畸变指数整体偏大.      

双下侧布局二元超声速进气道掺混气动特性

针对一种冲压发动机用设计飞行马赫数范围为2.5～3.5的双下侧布局二元超声速进气道掺混气动特性开展了高速风洞实验和一体化数值仿真研究.研究结果表明:(1)在混和段内气流是通过两股气流的撞击以及横截面上二次流形成的旋涡不断掺混的,这也是混和段气流损失的主要原因.采用二元进气道的双下侧布局在整个混和段内气流除了在射流区内不均匀外,在1.5D截面至掺混段出口截面4.5D处慢慢趋向均匀.(2)掺混段出口截面与进气道出口截面总压恢复系数变化规律一致.随着来流马赫数和侧滑角的增大,掺混段出口截面总压恢复系数均是逐渐下降,而随着迎角的增大其总压恢复系数是提高的.(3)导流段损失和混和段损失均随着来流马赫数和侧滑角的增大而增大,整个掺混段损失增大.而随着迎角的增大,由于导流段损失逐渐下降,混和段损失变化不大,所以整个掺混段损失是降低的.(4)随着导流角的增加,进气道的总压恢复系数几乎未受影响,而掺混段的总压损失呈线性提高.研究范围内随着导流角的增大,气流导流段的总压损失几乎不变的,而由于径向速度分量增大,混和段损失增加,同时掺混出口截面承受反压能力降低.     

The Full Flowpath Analysis of a Hypersonic Vehicle

对一种类X43-A吸气式高超飞行器全流道开展了M7一级的三维数值仿真研究,深入探索了进气道处于起动状态和不起动状态时全流道的冷流流场结构和和气动力特性,且部分结果与实验数据进行了对比。研究结果表明:(1)前体横截面上存在显著的展向压强梯度,使得经过预压缩的气流偏离了进气道进口,但同时也减少了进入内通道的边界层气流,提高了进口流场的品质;(2)后体喷流股的膨胀过程受到了周围外流的显著干扰,因而沿流动方向其截面形状不断发生变化,如在喷口附近为近似矩形,而在后体末端附近则演化为近似三角形;(3)当进气道处于不起动状态时,其全流道流动结构发生了显著变化,进气道的外部压缩波系往复振荡,尾喷管出口的喷流股也在不停的膨胀和收缩,具有极强的非定常特征;(4)当进气道处于不起动状态时,全机的气动力特性呈周期性变化,升阻比的变化幅度较大,在最大、最小值分别可达起动状态的2倍和1/4倍。另外,升力、阻力系数的变化曲线之间存在一定的相位差;(5)与实验结果的对照表明,所采用的数值仿真方法具有较高的精度。     

一种曲面压缩高超声速进气道的设计及流场快速求解方法

为实现高超声速进气道快速设计、缩短设计迭代周期,将基于激波形状和基于壁面参数分布的型面逆设计方法相结合,给出了一种兼顾几何约束和气动需求的曲面压缩高超声速进气道参数化设计方法;同时,基于有旋特征线法提出了一种进气道流场快速求解方法(MOC),通过准确捕捉弯曲激波、唇罩激波、肩部膨胀区以及反射激波系等流场结构,实现了对高超声速进气道设计工况及亚额定工况下流场及无粘性能的快速求解。与CFD方法相比,MOC方法求解效率提升300倍左右,不同工况下的进气道喉道截面性能求解误差不超过2%;将高超声速进气道参数化设计方法与流场快速求解方法相结合,在获取进气道设计方案的同时,可快速获取进气道在不同工况下的无粘气动性能,从而为进气道的自动优化设计提供支撑。     

内凹通道中激波串流场特性的实验研究

三维内转式进气道以其高总压恢复系数和高压缩效率等优势,已成为高超声速进气道的发展趋势。然而,内转式进气道流场中更为复杂的激波串结构以及激波串/边界层相互作用成为其性能发挥的关键制约因素。针对内转式进气道中复杂的流动特性,文章开展了高超声速地面风洞实验研究,并对流场进行了可视化测量。首先,搭建了超声速直连式风洞实验台;然后,设计了方转圆段将内转式进气道中独特的内凹通道和矩形喷管平滑连接。结果表明:低来流马赫数下,内凹通道中的激波串前缘激波呈“λ”型,高来流马赫数下则呈“X”型,并且平直壁侧发生流动大分离,流场具有显著非对称性。此外,随着背压的增加,激波串继续向前移动,前缘激波扫掠时的测量点压力发生显著的振荡跳跃。     

进气道整流罩保形减阻设计研究

提出了一种尾喷管与进气道整流罩保形设计方案,既保持导弹外形特征不变,又与尾喷管内型面实现一体化保形设计。采用CFD方法对尾喷管及整流罩底部内外流场进行了一体化数值模拟,分析了保形设计对进气道整流罩底阻的影响。结果表明,导弹高速飞行时,采用保形设计能减小进气道整流罩的底阻;补燃室压强越高,进气道整流罩底阻越小,从而验证了该设计方案的可行性。     

一种平面埋入式进气道气动特性的试验

 针对一种平面埋入式进气道开展了高速吹风试验研究,获得了沿程静压分布、出口总压恢复图谱、基本气动性能和压力脉动特性。结果表明：沿程静压分布曲线显示,气流绕前唇口流动是先膨胀加速后减速扩压,进入内通道后上壁面静压均高于下壁面;巡航状态Ma₀=0.7,α=2°,β=0°时,进气道总压恢复系数σ=0.951,综合畸变指数W=3.55%,具有较高的性能;当Ma₀=0.6~0.8,α₀=-4°~6°,β=0°~4°范围内,σ在0.912~0.964之间,综合畸变指数在2.68%~7.43%之间,表明该平面埋入式进气道能够在较宽广的飞行包线内以较高的性能安全工作;脉动压力分析表明,出口总压脉动频谱均呈现出白噪声特征,无明显窄带信号出现,这对进气道/发动机匹配工作是有利的。