唇口对侧压式高超声速进气道及等直隔离段影响的数值分析

用N-S方程和RNGk-ε紊流模型计算了RBCC用侧压式高超音速进气道及等直隔离段三维内流场,重点分析了唇口位置对来流Ma=6流场的影响,并分析了有关的现象。结果表明:唇口位置前移使得出口截面上气流的均匀程度、对气流的压缩程度、唇口激波的强度、进气道的流量捕获率和总压恢复系数等都比唇口位置的情况更大,而在喉部时介于二者之间。      

等截面矩形隔离段内流场的三维数值模拟

针对三维矩形等截面隔离段中由激波／附面层干扰诱导的复杂流场，采用有限体积方法，OC－TVD格式结合B－L代数湍流模型隐式求解了三维雷诺平均N－S方程，数值模拟了三维流场内复杂的激波串和旋涡结构，计算结果表明所采用的数值方法能够很好地捕捉隔离段内流场的复杂流动现象。     

三维侧压式进气道的减阻研究

为实现三维侧压式进气道的减阻,采用了数值模拟和来流马赫数Ma₀=5.3风洞试验相结合的方法研究了两种三维侧压式进气道,其中之一为基准进气道,其二是在基准进气道的基础上采用某些减阻措施的低阻进气道.结果表明:所采用的减阻措施是有效的,在Ma₀=5.3的条件下,进气道的压差阻力可以减少4.7%左右,摩擦阻力可以减少约4.9%,附加阻力可以转化为附加推力,总阻力可以减少4.7%左右.与此同时,进气道的总体性能也得到明显改善.      

三维湍流高速进气道内外流场的高效高分辨率解

本文提出一种高效、高分辨率求解三维复杂流场的隐式算法，并成功地用于求解高速进气道内外流场的三维、可压缩、雷诺平均Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程组，获得了三个工况五种流场的三维数值解；与有关实验数据比较，结果令人满意。这种算法由Ｊａｍｅｓｏｎ－Ｔｕｒｋｅｌ的ＬＵ分解法和张涵信ＮＮＤ格式的数值通量耦合而成，湍流采用ＢａｌｄｗｉｎＬｏｍａｘ模型。大量数值计算表明，该算法能捕捉到复杂的激波系，有较好的激波     

二维埋入式进气道的数值分析

采用并改进了适用于分离流动的 Ｊｏｈｎｓｏｎ Ｋｉｎｇ 紊流模型,结合 Ｌ ＵＳ Ｇ Ｓ近似隐式格式和基于 Ｍ Ｕ Ｓ Ｃ Ｌ非线性插值的 Ｒｏｅ 格式编写了雷诺平均的二维 Ｎ-Ｓ方程的求解程序。然后借助于该流场计算程序完成了二维埋入式进气道的数值研究,分析了几何设计参数对进气道性能的影响。     

前缘对进气道性能影响的数值模拟

应用质量平均的N-S方程和B-L代数湍流模型，在不同压缩面前缘半径条件下，以高超声速进气道的流场进行了数值模拟，对比研究了进气道压前缘半径对流场结构及性能的影响，在计算过程中，对方程中的对流项采用了空间为二阶精度的TVD格式，扩散项则采用了二阶中心差分离散。     

方转圆对三维侧压进气道的流动特性影响

针对三维侧压进气道开展了方转圆研究,通过数值模拟对比了矩形出口、隔离段方转圆和内收缩段方转圆这3种方案进气道的基本性能和流场结构,分析了方转圆过程对进气道性能和流场结构的影响规律。结果表明:采用方转圆隔离段的三维侧压进气道总体性能要优于原型进气道,而在两个方转圆方案中,将内收缩段和隔离段视为一个整体进行方转圆的方案3,要优于从喉部截面开始方转圆的方案2;3种方案进气道隔离段二次流动的共同特点是在底板附近存在方向相反的两个流向涡,它们的强弱关系决定了底板低能流动的分布;始于侧板前缘根部的方转圆过程较始于喉部的方转圆过程对靠近侧板的流向涡的增强作用更大,这个涡提供的"下卷"作用具有改善角区低能流动的效果。     

马赫数4～7的高超侧压式进气道气动设计与性能

对巡航马赫数为7、转级马赫数为4的宽范围侧压式进气道进行了设计,讨论了主要设计参数的选取原则,给出了一种曲面压缩的高性能侧压式进气道设计方案,并利用数值仿真手段对其流场结构及性能进行了研究.结果表明,所设计的侧压式进气道在马赫数Ma=4时的流量系数达到0.753,最大正攻角可达6°以上.Ma=6时,流量系数达到0.94...     

三维侧压式高超声速进气道阻力特性分析

为了研究三维侧压式高超声速进气道(取喉道以前)的内部阻力特性,采用了数值模拟、流线追踪技术和等动载条件(Ma=4.65～6.65),结果表明:①压差阻力、总阻力均随马赫数的增加而减小;摩擦阻力则随马赫数的增加而增加,其所占比重的最大值不超过20%;②推力效率、推阻比都随马赫数的增加而增大,它们分别增加了13.8%和2.73;③附加阻力随马赫数的增加而减小,在高马赫数下,附加阻力会变成实际意义上的"附加推力".      

新型曲面压缩的高超侧压式进气道数值仿真

为进一步提高侧压式进气道性能,提出了变侧压角与变后掠角+变侧压角两种新型曲面压缩的侧压式进气道设计方案,利用数值仿真手段对其M6、M4下的流场结构及总体性能开展了研究,并与常规平面压缩的侧压式进气道进行了比较。结果表明,曲面压缩的侧压式进气道性能要明显优于常规平面压缩的进气道;采用变后掠角+变侧压角设计的曲面侧压式进气道具有前掠与后掠两种进气道的优点,能显著提高进气道高低马赫数下的性能。计算发现,马赫6设计点下,变后掠角+变侧压角的曲面侧压式进气道流量系数较常规进气道提高4.1%,总压恢复提高5.3%,二者之和为9.4%;马赫4来流条件下,流量系数提高6.3%,总压恢复提高5.4%,二者之和为11.7%。     

出口马赫数分布可控的二元高超进气道双重反设计

在出口马赫数分布预先给定的前提下,利用二维有旋特征线理论实现了压缩面马赫数分布可控的两弯曲激波和三弯曲激波高超二元进气道反设计。数值计算结果表明,设计点时,无粘条件下两种反设计方法均能实现预设出口马赫数分布,有粘条件下反设计的进气道出口主流区马赫数分布与预设分布吻合较好,接力点时出口主流区马赫数仍然保持较好的均匀性。以上结果说明这两种反设计方法均是正确可行的。设计条件下,在捕获高度、无粘出口高度、设计无粘总压恢复系数和装配点处流动参数均相同时,两弯曲激波反设计方法波系简单、有粘接力点流量系数较三弯曲激波高10.2%;三弯曲激波反设计方法有粘时内收缩比较前者小17%,设计点和接力点时总压恢复系数分别较前者高2.9%和2%。     

真实气体效应对Ma10级进气道流动的影响

为了探究高马赫数超燃冲压发动机高速飞行时真实气体效应对进气道流场的影响,仿真获得了不同气体模型下Ma10级进气道流场结构和性能。结果表明:进气道主流流场温度较低,不足以触发空气的离解反应,反应仅发生在边界层内,但反应程度较低,远未达到化学平衡状态,除了边界层温度及热载荷特性,其流场结果则更为贴近冻结流流场,因而化学非平衡模型与热完全气体模型的进气道通流流场结构和性能基本一致。而真实气体效应导致边界层特性的不同,对进气道起动特性产生影响,吸热离解反应通过对进口分离包的抑制和增大进口马赫数将进气道的再起动马赫数从9.8降低到9.4。在对进气道在宽速域应用中的钝化设计研究发现,真实气体效应虽然对前缘钝化进气道流场的压力分布和性能无明显影响,但是其能起到整体降低壁面热流的作用,不仅钝头处的热流降低了1MW/m2,通道内的热流也整体降低了0.1MW/m2。     

高速进气道低马赫数不起动特性及马赫数影响规律

为了探究进气道低马赫数不起动时的振荡特性,本文结合一体化前体/进气道构型,通过非定常仿真手段,对比研究了来流马赫数变化对进气道低马赫数不起动振荡流场以及飞行器气动力的影响规律。结果表明：低马赫数不起动时出现了稳定的振荡周期,且周期随着来流马赫数的增大而增长。由于拥塞发生在喉道处,其振荡流场单纯的表现为口部分离包的涨大和缩小,并且沿程压力的均值和幅值都呈现出喉道高两头低的分布趋势,而马赫数的增大会加剧此趋势。喘振周期中升力系数CL和阻力系数CD的变化趋势大致相反,升阻比曲线则表现为随分离包吐出而增大、吞入而缩小的趋势。CL和CD随着马赫数增大是整体下降的,但是脉动幅值变化不大,升阻比对马赫数的变化也并不敏感。此外,在进气道实现自起动过程中,当喉道瞬时流量高于起动时的流量一定程度,口部分离包将完全吞入。但定常仿真难以准确模拟该吞入过程,因此定常仿真得到的自起动马赫数偏高。     

马赫数分布可控的二元高超弯曲压缩面优化设计

针对一种马赫数分布可控的二元高超弯曲压缩面进行参数化研究,获得其设计参数对压缩面性能的影响规律,在此基础上建立多项式响应面代理模型并进行多目标优化,基于优化结果设计了二元弯曲激波进气道,并与同等约束条件下的三楔进气道进行比较。结果表明:压缩面初始压缩角θ与马赫数梯度函数中的设计参数md1,C对压缩面性能影响最为显著;Ma∞=4.0时弯曲激波进气道流量系数达0.769,与三楔进气道相比,在Ma∞=4~7工作范围内的流量捕获能力相当,但其喉道、出口截面的总压恢复系数均高于三楔进气道,在Ma∞=4,6,7工况下,喉道截面总压恢复分别有6.5%,8.4%和10.7%的提高。     

高超声速进气道/隔离段内流特性研究进展

作为超燃冲压发动机的增压部件,高超声速进气道/隔离段内部存在一系列的复杂流动现象,本文概述了该领域的相关研究进展。高超声速进气道/隔离段内存在多种激波/边界层干扰现象,并受到膨胀波系等的干扰,使其特性偏离了传统基于简化模型的研究结果,具有显著的三维干扰特征、多波组合干扰特征,并在通道内诱导出了显著的二次流,特别是角区旋涡流动。隔离段内存在复杂的激波和膨胀波结构,这些背景波系在隔离段内不断反射,形成显著的流向和横向参数间断。当出口流道发生几何或热力壅塞时,隔离段内会出现更为复杂的激波串现象。激波串和上游背景波系、角涡相干,呈现出明显的偏向性,并在前移过程中可能会出现两种特殊的动态前移过程。尽管最近对高超声速进气道/隔离段内流特性的认识得到了极大地提高,但仍然有较多的基础问题亟待解决。     

侧板构型对二维高超声速进气道启动性能的影响

对侧板前掠和侧板后掠两种构型的二维高超声速进气道开展了自由射流试验和数值模拟,考察了侧板构型对进气道启动性能的影响。结果表明,侧板前掠进气道的启动性能要明显优于后掠构型。通过对壁面压力分布、油流试验和数值模拟结果进行分析,发现侧板后掠进气道不启动流场大规模流动分离位于底板一侧,而前掠侧板对底板附近的流动分离具有限制作用,使得前掠构型不启动流场大规模分离形成于外罩一侧。外罩一侧边界层更薄,抵抗反压能力更强,更不容易发生分离,这正是造成前掠构型启动性能更优的原因。     

侧板构型对高超侧压进气道起动性能的影响

为了考察侧板构型对高超侧压进气道起动性能的影响,对相同收缩比下侧板分别为前掠和后掠构型的进气道开展了Ma=4来流下的风洞实验及相应的数值模拟研究。实验结果表明,侧板后掠进气道的起动性能优于侧板前掠构型,实验中侧板后掠进气道能够在+2°攻角时实现起动,而侧板前掠进气道仅能在-2°攻角时起动。对流场进行的数值模拟结果表明,侧板后掠进气道不但比侧板前掠进气道具有更高的内收缩段入口马赫数,而且交汇后的侧板激波与底板边界层干扰的强度较弱,使得边界层不易分离,两方面因素共同作用使得侧板后掠进气道的起动性能显著优于侧板前掠构型。     

变马赫数条件下进气道边界层吹除法数值模拟

为了对超声速进气道内激波/边界层干扰控制进行研究,将进气道简化为平板/楔形体结构,用数值方法研究一段包线上吹除法抑制气流分离的性能变化趋势以及吹除气体总压、喷嘴高度对吹除性能的影响。研究表明,吹除法在一定马赫数范围内能抑制气流分离,马赫数超过设计点后,随着马赫数增大吹除性能降低。达到吹除效果后增大吹除压力和增加喷嘴高度不能提高吹除性能。随着来流马赫数增大,气流抗反压能力增强,气流分离减少。      

高马赫数下激波湍流边界层干扰数值研究

应用GAO—YONG可压缩湍流方程组数值模拟了入射斜激波／平板湍流边界层相互干扰现象,计算了来流马赫数为5．0,激波入射角度分别为15．876°、23．287°两种不同激波干扰强度下的流场。计算程序中的对流项、扩散项分别采用二阶ROE格式和二阶中心差分格式离散,并用多步Runge—Kutta显式时间推进法求解空间离散后的控制方程。计算较好地模拟了高马赫数下的激波／湍流边界层干扰的流场结构,位移边界层厚度,动量损失厚度等,也比较准确地预测了平板壁面压力、摩阻系数等气动力参数的分布。