冲压发动机进气道和掺混段节流特性数值研究

为了研究冲压发动机进气道和掺混段节流特性及其内部的复杂流动,以同试验进行对比,采用二阶迎风隐式TVD格式,内外流分区求解可压缩N S方程,数值模拟弹体,进气道和掺混段一体化通气模型复杂流场。进气道为\"X\"型布局二元双楔平面压缩混压式进气道,掺混段为圆形截面。计算了掺混段出口反压比pt pt∞=3 5～5 5,总压恢复系数σ,流量系数φ及流场情况。同风洞试验结果比较表明:计算结果较为合理。通过对计算结果的分析,定性讨论了该冲压发动机的节流特性和掺混段内部复杂流动状况。     

不同进气状态对矩形大S弯扩压器流动特性的影响

通过亚音扩压器内壁面流谱图、有关截面的总压恢复分布图、速度矢量图以及各壁面沿程静压恢复系数分布分析对比了四种进气状态下矩形大Ｓ弯扩压器流动特性。试验表明不同进气状态对矩形大Ｓ弯扩压器性能有很大影响,其中均匀核心流进气条件下的流动代表了大Ｓ弯扩压器流动的一般特征,其出口平均总压恢复系数最高,周向总压畸变指数不大,旋流很弱。研究腹部或两侧进气道地面起飞进气状态下矩形大Ｓ弯扩压器的流动特性更具有实际意义。试验表明其出口平均总压恢复系数较低,周向总压畸变指数较大,旋流较强且很不规则。     

高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化关键技术研究

飞行器在高空中作长时间巡航飞行时,对升阻比提出了极高要求,而高超声速乘波飞行器因其具有高升阻比、均匀的下表面流场以及高度一体化性能得到研究者重视,成为未来空间飞行器新的研究热点.简要介绍了高超声速秉波体飞行器机身/发动机一体化国内外研究进展,着重阐述了其关键技术及其研究,主要包括前体/进气道一体化技术、燃烧室构型优化技术和尾喷管/后体一体化技术,并对未来高超声速秉波体飞行器构型的进一步发展提出了设想--采用流线追踪思想,以Busemann进气道和圆形或椭圆形燃烧室作为其推进系统的两大重要组成部分,同时其机身具有膨胀上表面.     

航空发动机推力直接测量飞行试验

建立了基于推力直接测量原理的发动机总推力计算模型,合理忽略了某些次要力简化了计算模型。在推力销上加装剪力应变桥路,建立载荷标定方程和温度修正方程获取发动机安装节推力;利用进气道测量耙测试参数,计算飞行中进气道冲压阻力和压差阻力。在某型飞机上开展了推力直接测量飞行试验,获得了某小涵道比涡扇发动机飞行总推力,并分析了空中平飞加速过程总推力和各推(阻)变化规律。结果表明:飞行马赫数处在约0.98~1.02时,总推力随飞行马赫数增大而急剧增大;高度为8km、飞行马赫数为1.42时发动机最大状态总推力相对值为123.78%,高度为11km、飞行马赫数为1.69时总推力相对值为119.70%,均高于相同状态地面台架推力值。通过分析进气道压差阻力百分比,验证了发动机空中总推力测量结果具有较高的准确性以及推力直接测量技术的可行性。     

二元外压式超声速进气道起飞过程的进发匹配特性

超声速进气道在起飞过程中存在一段特性较差的区域,表现为在零速度附近时进气道出口的总压恢复系数较低,总压畸变指数较高,对发动机高效、稳定工作带来不利影响,是进发匹配研究关注的重点问题之一。本文对一种带有辅助进气门的二元外压式超声速进气道开展进发联合试验和进气道CFD数值仿真,研究起飞过程中进气道流场结构、总压恢复系数、总压畸变指数随发动机转速的变化情况,通过流动机理分析提出了拆除防护网来改善进发匹配效果的技术措施,通过全尺寸进气道与发动机联合试验验证了改进措施的效果。同时,针对试验条件与真实飞行环境存在差别的问题,进行了地面效应影响的数值计算,给出了影响量值,为台架进发联合试验结果推广到飞行条件提供了依据。     

高超声速飞行器通流模拟方法与风洞验证技术

综合运用风洞测力、测压和脉动压力测量与分析技术,给出了一种高超声速飞行器通流缩比模型风洞验证试验方法。选取轴对称布局和升力体外形模型,通过风洞验证试验,研究了不同进气道喉道高度条件下模型通流状况与气动特性,以及在给定进气道喉道高度条件下改变雷诺数对模型气动特性的影响。研究结果表明:该验证试验可有效实现风洞模拟进气道不同工况通流条件,达到研究模型气动特性和优化进气道设计的目的;对于升力体布局外形,雷诺数的变化对模型的通流特性影响很小,可为模拟实际飞行条件提供一定依据。相关的数据处理与分析方法,可作为开展此类模型风洞试验的借鉴。     

凸包(Bump)进气道/DSI模型设计及气动特性研究

利用基于乘波理论的Bum p进气道设计软件,据锥型流精确流线法设计了一腹部进气布局的Bum p进气道。用CFD模拟手段,从对称面马赫数分布、凸包上的极限流线及横截面上压强系数分布等方面分析了进气道进口段流场特征,证明所设计的Bum p进气道流动特征符合预期设计目标。通过CFD计算和试验对比,分析了所设计的Bum p进气道超声速气动性能,表明在发动机设计状态,在来流马赫数M a∞为2.0时,出口平均总压恢复系数接近0.87,而在M a∞=1.8时该值不低于0.91。      

高超声速进气道预喷注技术研究进展与关键问题

吸气式高超声速推进技术是高超声速飞行器发展的核心支撑,随着高超声速飞行马赫数的不断提升,吸气式高超声速发动机内流面临高焓高速、驻留时间极短等极端条件,给内流燃烧组织、性能提升、速域边界拓展等带来极大困难与挑战。进气道预喷注作为一种新型主动式燃料喷注与混合增强技术被引入高超声速推进系统,为更高马赫数发动机内流流动与燃烧组织、性能匹配与调控、一体化设计优化提供了新的潜在可控因素,已经得到领域的关注与研究重视。基于高马赫数高超声速推进背景需求,对高超声速进气道预喷注技术研究进展与关键问题进行了较为系统的综述分析。首先,阐述了高超声速进气道预喷注概念,分析其中基本气动热力工作过程及耦合作用影响;其次,对高马赫数发动机研究概况进行简要介绍,指出其中重点发展方向及其对进气道预喷注的共性需求;然后,梳理了超声速来流喷注与混合的基本研究认识,指出目前仍缺乏高超声速复杂来流条件下喷注混合的充分认识;最后,系统总结了国内外在高超声速进气道预喷注方面的研究进展,对高超声速进气道预喷注需要解决的主要关键问题进行论述分析,提出了未来研究展望与建议,以促进进气道预喷注技术在高马赫数高超声速推进系统的应用研究与发展。     

乘波前体两侧高超声速内收缩进气道一体化设计

为了探索两侧进气系统的流场结构及气动性能,采用吻切锥乘波前体、压升规律可控的一种高超声速内收缩进气道设计了两侧进气布局的高超声速飞行器一体化进气系统,并进行了数值模拟,研究了进气系统的流场结构、速度特性、攻角特性以及侧滑角特性等。结果表明,设计点前体外流场和进气道内流场相互独立,接力点前体前缘激波和进气道前缘激波相互耦合。由于未吞入前体附面层,因而进气道内激波附面层相互作用较弱,没有产生分离;随来流马赫数增大,进气道总压恢复系数减小,增压比增大显著,升阻比几乎不变;随攻角增大,流量系数增大明显,总压恢复系数略有减小,增压比增大明显,升阻比逐渐增大;随侧滑角增大,进气道总体性能逐渐减小,迎风侧进气道性能下降较小,背风侧进气道性能下降明显。     

低雷诺数下进气道异常起动现象及其影响因素探析

结合激波风洞实验和数值模拟分析,对一种二元混压式进气道在实验中低单位雷诺数下反而呈现出自起动特征的异常现象进行了研究。根据激波风洞的反复实验观察,表明随着来流单位雷诺数的降低,在继进气道进入不起动状态之后又会重新出现自起动特征的异常起动现象。该结果与层流模型计算得到的流场结构相符,而与湍流模拟结果差异显著;分析表明,层流情况下,由于分离区向前体压缩面大范围地延伸,缓解了进气道入口的逆压梯度,从而在喉道处可以形成主体为超声速的通畅流道,而湍流情况下,进气道入口处激波/边界层干扰形成过分集中的分离泡则呈现明显的壅塞状态;尽管层流情况下进气道流场结构呈现出较为通畅的类似起动的特征,但其流量系数仍明显低于湍流的情况。因此,实验上所观察到的这种异常起动现象严格地说并不属于真正意义上的起动状态。