一种双S形进气道流场特性及控制的试验研究

首先利用高速风洞对一种与机身保形的双S进气道原始模型进行了研究,结果表明进气道出口截面总压周向畸变指数较大.继而,在低速风洞试验的基础上选择了一种基于涡流发生器的流场控制方案,并在高速风洞中开展了对该进气道高速风洞流场控制试验研究,分别获得了流量特性、速度特性、攻角特性和侧滑角特性规律.研究结果表明:(1)原型方案的高速风洞试验结果说明双S弯进气道第二S弯上壁面产生了气流分离,在横截面二次流的共同作用下,导致该方案出口截面的上方存在一较大的低压区,当Ma0=0.8,α=0°,β=0°时匹配点处总压恢复系数σ为0.958,周向总压畸变指数Δσ0达到11.7%,超过了一般航空发动机的忍受范围.(2)与原型方案的风洞试验结果相比,涡流发生器控制技术能够有效抑制双S弯进气道第二S弯上壁面的气流分离,大幅度降低了该进气道的流场畸变.设计状态下(Ma0=0.8,α=0°,β=0°)总压恢复系数σ为0.953,周向总压畸变指数Δσ0仅有2.3%,综合畸变指数W为4.1%,满足了发动机的使用条件.(3)研究范围内,较低的飞行马赫数使得流场控制方案出口截面的总压恢复系数略有升高,但对周向畸变指数有着不利影响.此外,随着攻角从-4°增加到8°,出口总压恢复系数和周向畸变指数均逐渐降低.而当侧滑角从0°变化到6°时总压恢复系数几乎不变,但大侧滑角给周向畸变指数带来的不利影响较为显著.(4)在飞行马赫数Ma0=0.6～0.85,攻角α=-4°～8°,β=0°～6°的范围内,匹配点处进气道的总压恢复系数在0.936～0.961之间,周向畸变指数在1.4％～5.4％之间,综合畸变指数在3.8％～7.0％之间,表明采用流场控制后的进气道方案已达到实用水平.     

弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性研究

为研究内转式进气道前体压缩激波与机体边界层之间的弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰现象,对矩形捕获型线、直母线圆锥基准流场生成的内转式进气道压缩型面进行简化,并利用数值仿真方法对简化模型进行计算,分析并对比了非耦合和耦合情况下弯曲后掠压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性.结果表明:非耦合模型所形成的分离区呈弯刀形,分离区...     

脉动压力相关时最大瞬时畸变值的预估

给出了脉动压力相关时最大瞬时畸变值的估算式;与实验值比较表明,考虑脉动压力相关可明显提高最大瞬时畸变值的估算精度。考虑脉动压力相关后,不同条件下参数(K_(max)-K_(ss))估算的平均误差可由19.96％降至11.84％;参数(K-K_(ss))和σ_K估算的平均误差也分别由28.16％和11.37％降至12.33％和5.43％。此外还讨论了脉动压力相关程度对最大瞬时畸变预估值的影响。当平均相关系数(?)≤0.1时,不同条件下估算值相对误差均小于3％,这时可不考虑脉动压力相关。     

S弯进气道旋流缩涡实验研究

本文提出的旋流缩涡法采用了一种结构简单的缩涡器, 是一个金属薄片弯成的框架。这个缩涡器框架被安置在进气道喉道前, 通过4个薄片固定在模型上。实验研究表明:该法可缩小由S弯进气道进口分离所造成的单涡旋流作用范围, 并提高出口截面平均总压系数。      

圆形出口内转式进气道流动特征

采用数值仿真的方法研究了内转式进气道的流动特征。研究表明:设计状态在近壁面唇罩激波诱发了二次流,进而发展形成流向涡,造成低能流堆积,隔离段出口流场分布不均,消弱了进气道的抗反压能力。有攻角条件下,口面激波偏离唇罩前缘,激波形态发生改变,激波波面中部展向具有准二维特性,压缩面两侧气流压缩变弱,激波层变薄,出现局部膨胀区;有攻角条件下的无黏流场,在进气道压缩段形成三维流向涡,该流向涡促进高能高速气流向壁面迁移,改善了黏性条件下隔离段出口流场的均匀度。     

串联式TBCC进气道模态转换模拟器设计及其特性分析

为了实现涡轮基组合循环（TBCC）推进系统平稳模态转换过程的模拟,在前期风洞试验研究的基础上对串联式TBCC进气道模态转换模拟器进行重新设计。采用线性化及非对称的思路对该模拟器进行设计并对其特性展开数值仿真研究。结果表明：该模拟器不仅需要模拟发动机工况改变引起的背压变化,而且能通过流通截面面积线性变化,实现两个通道的流量分配。该装置的特点是能保证模态转换过程中每一点的涡轮/冲压通道的总堵塞比不变,使本文所研究的进气道在总堵塞比保持为65%时进行模态转换,结尾激波基本维持在喉道等直段内且进气道出口马赫数基本维持在0.30,流量系数基本为0.45,涡轮/冲压通道流量呈线性变化,与预期目标一致。     

俄罗斯高超声速无人运载飞行器“铁锤”项目解析

高超声速技术是未来空天领域的技术制高点。为对抗美国的多项空天飞行器与高超声速技术研制计划,俄罗斯提出了“铁锤”高超声速无人运载飞行器项目,旨在利用成熟的航空与火箭技术,研制可重复使用的空天系统超轻型无人运载飞行器。重点介绍了“铁锤”项目第一阶段运载飞机及其动力的研究进展,并通过对运载飞机原型机方案、总体布局,以及带隔道的进气道、冲压发动机等关键技术的解析,初步总结了该项目运载飞机技术的特点和气动特性,可为我国空天入轨飞行器及其动力研究提供参考借鉴。     

盘─鼓结构体─壳过渡元的“虚假应力”现象及改进方法

分析了体—壳过渡元中产生“虚假应力”现象的根本原因，给出了两种改进方法。方案一是在采用体元应力应变模型的基础上提出了一种单元内位移、应变及应力的直接修改方法；方案二是将采用壳体应变应力状态的三维体—壳过渡元推广到轴对称，给出了具体公式。通过几个算例将上述两种方法与改进前方法进行了比较，结果表明本文提出的两种方案均大大改善了轴对称问题体壳过渡元的“虚假应力”现象，相比之下，前者公式简单，更易于实现。     

一种直升机进气道电磁散射减缩方案实验研究

对一种与发动机舱融合设计的直升机进气道在垂直极化方式、水平极化方式下进行了电磁散射特性减缩方案研究。通过对比不同减缩方案与全金属模型RCS性能参数,研究了各种减缩方案的减缩效果,结果表明,该类进气道在采用电磁散射减缩方案时,RCS较全金属模型而言,均有不同程度的降低,其中采用在前唇口、上下唇口、前输出轴、动力舱粘贴吸波材料缩减方案的减缩效果是最佳的,可以获得8dB左右的RCS减缩效果。另外,垂直极化方式下采用减缩方案的减缩效果要比水平极化方式效果好。      

超声速旋流器内气相流场的数值模拟

为了研究旋流对超声速喷管内流场的影响,在现有旋流器的基础上,通过简化模型而设计出一套前置式超声速旋流器装置,并建立不同旋流器下的三维几何模型,利用计算流体动力学(CFD)软件Fluent,结合realizable k-ε湍流模型对气相流场进行数值模拟。结果表明：在保持入口总压恒定时,随着进气道数量的减少,气体在旋流器中产生的最大切向速度会增大,但不会改变喷管流动具有组合螺旋涡的特性;由于气体的角动量是以减小轴向动量为代价,切向速度的增大,导致出口截面处的平均轴向速度减小;入口总压增大时,气体速度与静温在收缩段的分布接近,在扩张段,气体速度和马赫数增大,而静温减小,并且切向速度在出口截面沿径向方向上呈现出几乎相同的分布。