基于Isight的二元进气道压缩楔射流控制参数优化

二元进气道常用于宽速域吸气式飞行器。宽速域飞行器的飞行速域较大,进气道要兼顾高低速条件下的飞行要求,这存在一定的困难。利用射流进行前体激波控制,在一定程度上可以改善流场,并提升进气道性能,但现有的射流激励方案仅是将激波推至唇口,不一定使得进气道达到最优性能或造成射流流量过多损失,因此射流控制参数的优化是一个重要问题。基于Isight软件搭建优化流程,采用Hooke-Jeeves优化方法,以射流角度、射流宽度以及射流位置作为优化变量,流量系数作为约束条件,总压恢复系数最大作为目标函数进行优化,探究了来流Mach数为6时不同射流参数对进气道性能的影响。结果表明,Hooke-Jeeves优化方法可以应用于进气道前体射流控制参数优化问题,优化后的进气道能够满足流量系数的要求,射流角度优化后的总压恢复系数相对于无射流方案提升18%,综合优化后的总压恢复系数相对于仅优化射流角度提升2.82%。     

内乘波式内并联TBCC进气道变几何规律优化分析

为利用内收缩进气道在流量捕获、高性能压缩等方面的优势,积极探索基于内收缩式TBCC进气道设计技术是当前高速推进系统的前沿方向。本文基于自主提出的内乘波式进气道技术,研究了内乘波式TBCC进气道变几何技术。为保证变几何作动时进气道气流密封,同时减小密封板对进气道等熵波系的影响,采用对称面带二元过渡板的内乘波进气道作为TBCC基础型面。根据TBCC变几何方案,随马赫数变化进气道进行变几何作动,得到了变几何参数随来流马赫数变化的拟合公式,为各马赫数下变几何作动提供参考和依据.数值模拟结果表明:在工作马赫数2.0～4.0范围内,变几何进气道均能成功起动,流量系数在0.86以上,喉道总压恢复系数在0.77～0.93之间,气动性能良好。     

基于内乘波概念的TBCC进气道过渡模态研究

TBCC(涡轮基组合循环)在过渡模态的工作,是这种新型高速动力系统的关键问题。本文针对基于内乘波概念的内并联式TBCC进气道进行了其过渡模态流场的研究。首先,应用本团队自主提出的内乘波式进气道设计概念,提出一种新型TBCC进气道设计方案。然后,验证了其在设计马赫数4.0下实现全流量捕获,在模态转换时,分流板的分流是有效的。针对其在过渡模态马赫数2.5的性能,通过基于数值模拟的设计参数分析,发现在内参考收缩比为3.11时进气道流通面积合适可实现自起动、且综合性能较优。研究还发现,分流板偏转角度范围越小,分流段流动越好、通流出口总压恢复系数也越高。     

内外开槽同轴潘尼管波导传播特性

推导了内外开槽同轴波导和外开槽圆波导的特征方程。数值模拟了内外开槽同轴波导及外开槽圆波导中2π模式的传播特性,研究了开槽深度与截止波数的关系及内外开槽潘尼管频率与各个半径之间的关系。结果表明：内外开槽同轴波导的特征值随内开槽深度的增加而增大,随外开槽深度的增加而减小;内槽半径对频率的影响很小,外槽半径起主要作用。     

机匣处理改善轴流风扇驼峰特性的数值研究

针对轴流风扇性能曲线常出现的驼峰现象,采用数值的方法研究了机匣槽的布置方向与旋转轴间夹角的变化对性能的影响。结果表明:设计的几种开槽方案均能一定程度改善轴流风扇的性能,拓宽轴流风扇的稳定运行工况范围;机匣开槽可使得最高效率点向小流量方向偏移,而在偏大流量区域总压升和效率均有稍许下降;逆叶片轴向45°槽方案在全工况范围内的综合性能最优;前置周向槽可取得与整个布置周向槽相当的性能改善效果;合适的机匣处理可使得轴流风扇性能得到明显改善,其原因是高压流体会顺畅地从压力侧绕叶顶流向吸力面侧,将低能的流体旋涡及时地扫除吹向下游,从而有效地抑制叶片表面的流动分离和流道的堵塞效应,减少旋涡和二次流损失。     

叶顶开槽平面叶栅变几何性能研究

变几何涡轮间隙流动损失约占涡轮流动损失的1/3,如何采用有效的控制方法改善端区泄漏流动显得格外有意义。本文应用数值计算方法和标准k-ω两方程湍流模型,研究了叶顶开槽对变几何平面叶栅间隙泄漏的控制及损失机理,并在此基础上对五种不同安装角下叶栅总体参数和端区流动形态对比,计算结果显示:叶顶开槽处理会增大端区泄漏流动阻力,从而对端区泄漏流动具有较为明显的抑制作用;在可转导叶由负角度向正角度旋转时,泄漏量逐渐减小,总压恢复系数逐渐增大。     

DF/HF化学激光器HYLTE喷管的副喷管质量流量系数

对DF/HF化学激光器HYLTE喷管的副喷管质量流量进行了数值和理论计算,得出入口滞止压力在0.01~0.4MPa之间、喉道半高度在0.1~0.9mm之间的喷管的氘气,氢气和氦气质量流量系数,总结出质量流量系数随入口滞止压力和喉道高度的变化规律,并给出拟合公式,为副喷管的设计提供依据。     

改进加力室V型火焰稳定器性能的试验研究

本文描述加力燃烧室开缝V型火焰稳定器.模型试验得出,总压恢复系数增加,贫油熄火边界扩大,燃烧效率提高;台架试验时可降低单位油耗约1％其结果是令人鼓舞的. 一、试验设备 试验设备为低压燃烧试验系统,总空气流量为1.4kg/s。供油分两处:前排用喷油杆,距稳定器约3米,油量古总油量的70％,这股油可完全蒸发;后排用单个离心喷嘴,占     

S弯进气道优化对其内流场及性能影响研究

在数值研究大量附面层吸入对某半埋入式S弯进气遭内部流场及气动性能影响的基础上,以ISIGHT软件为平台对其进行优化,并详细对比优化前后进气道内部流场结构及性能变化,结果表明:因吸入大量附面层内低能流体,进气道内出现流动分离,周向总压畸变和旋流畸变相对均匀进气工况均显著增加;优化后,旋流畸变和周向总压畸变分别下降约44.46%和4.09%,中心线趋于前后缓急相当,扩压器前段截面面积缓慢递增,而在接近出口时急速增加,气流在此区间迅速扩压;不同厚度附面层吸入工况下,优化后进气道气动性能相比优化前均有所改善,但流动分离现象始终存在。     

内导体倾斜的内开槽同轴回旋管

同轴回旋管中不可避免发生内导体倾斜。主要研究了内导体倾斜对特征根、Q值、谐振频率、横向电场、模式竞争和电子效率的影响,并以170 GHz TE_{31, 12}内开槽同轴回旋管作为实例对内导体倾斜理论进行验证。结果表明,特征根和Q值随倾角θ增大而略微增加。在0~0.5°范围内,当θ稍微增大时,电子互作用效率稍微减少。如果θ增加到1.3°,则由于模式竞争严重,且横向电场畸变严重,电子互作用效率降低到只有5%。受内导体倾斜的影响, 随着θ增加,无论热腔还是冷腔,谐振频率都稍微增大。     

关键几何参数对旋转冲压压缩转子流场及性能影响研究

本文采用三维雷诺平均N-S方程和Spalart-Allmaras湍流模型,在设计工况下对具有2种喉部收缩比及5种隔板安装角的旋转冲压压缩转子进行了数值研究。结果表明:喉部收缩比可显著影响激波结构及转子性能,大喉部收缩比对应出口气流速度为亚声速,小喉部收缩比对应的总压比、静压比及效率较高。随隔板安装角增加,出口气流角及总压比呈降低趋势。为获得较好的性能及流场结构,需对各参数进行折中选择,喉部收缩比为0.6及隔板安装角为12°为本文综合性能最优的结构方案。     

涡发生器对高超声速轴对称进气道外部流动的影响

采用三维CFD黏性模拟考察涡发生器对高超声速轴对称进气道外部流动的影响.针对前缘钝化半径0.8 mm和3.2 mm的轴对称进气道外部流场,以涡发生器高度与当地位移边界层厚度比值为影响参数,考察流场结构与性能参数的影响规律.结果表明,涡发生器产生的干扰波系使得前缘激波向外偏移,下游近壁面流动与主流区出现明显的交换,下游流动出现明显的展向非均匀性.涡发生器对流动的影响沿流向逐渐减弱.在气流压缩性能方面,涡发生器下游压比、动压比沿流向开始增大,随后逐渐恢复到无涡发生器工况;Mach数、总压恢复系数开始降低,随后逐渐向无涡发生器工况趋近.涡发生器高度与当地位移边界层厚度的比值h可作为衡量其影响的重要参数.当h≤1.5时,进气道流场结构、性能参数的变化几乎可忽略,h≤3.0时进气道入口处性能参数几乎能够恢复到无涡发生器工况.      

组合式发动机进气道的冷却研究

针对空天飞机组合发动机进气道的冷却要求，采用冲击－对流复合冷却技术对进气道进行强化冷却试验，按照得出的冷却结构各部分传热经验公式，用温度200K，压力1MPa低温氢作冷却剂，算出进气道的冷却热流密度，证明所用结构可以满足进气道冷却要求。     

Theoretical analysis of effects of boundary layer bleed on scramjet thrust

The effects of boundary layer bleed on the scramjet thrust are studied in the present paper.A theoretical model is developed to evaluate the thrust increment and influencing factors.The thrust increment resulting from the bleed is dominated by the rise in total pressure recovery and bleed mass flow rate.The bleed mass flow rate exerts stronger impact on the engine thrust than the total pressure.According to current bleed design,it is a severe challenge for the engine to enhance its total pressure to maintain the original thrust when there is no bleeding.Furthermore,the initial total pressure recovery,fuel mass addition,combustion efficiency and area ratio of engine exit to entrance can affect the contributions of the bleeding to the thrust increment.The scramjet needs a higher rise in total pressure recovery to counteract the negative effect of bleed mass loss at higher initial total pressure recovery or larger area ratio of engine exit/entrance.More heat release results in a little lower demand on the rise in total pressure recovery for maintaining the scramjet thrust.These results will aid in understanding the fundamental mechanism of bleeding on engine thrust.     

基于丝线流动显示技术的内转进气道起动性能实验

采用丝线法流动显示技术,在高超声速冷流暂冲式下吹风洞开展了快速获取内转进气道起动性能的实验研究。实验在中国空气动力研究与发展中心(CARDC)Φ0.5 m高超声速风洞中进行,来流Mach数为5。实验模型为椭圆转圆形内转进气道,总收缩比为5.8,内部收缩比为1.7,喉部为直径50 mm的圆形截面。模型的肩部区域种植了长度与间隔可更换的丝线,为了改善进气道的起动性能,模型进气道的内压缩段开设了可以动态堵塞的泄流孔,在喉道下游设置了可动态节流的节流锥。实验获得了丝线长度、相邻丝线间隔的推荐值,同时表明,丝线流动显示技术能够快速、准确、直观、方便地判断进气道的起动状态,并能定量给出流动分离起始位置与分离结构,所采用的丝线流动显示技术丰富了高超声速风洞实验的流场可视化方法库。研究还表明,采用丝线流动显示技术,所研究的内转进气道在Ma=5时处于双解区,实验给出了进气道重起动及退出不起动的一种可行方案。     

近红外白天恒星探测对比度分析

红外波段可以探测到足够多的星体用以导航。恒星-背景对比度是白天恒星探测时的一个重要指标,分析近红外波段,6星等恒星对比度随太阳天顶角、探测器高度和探测方位角的变化情况。结果显示,恒星-背景对比度随太阳天顶角近似于指数增长,40太阳天顶角时对比度是20时的2.69倍左右;一定高度时,对比度随探测器高度的增加近似指数增加,低于15 km时对比度仍小于3, 80 km时对比度达到60左右;随着探测方位角的增大,恒星-背景对比度基本上线性增大,30探测方位角时的对比度是0探测方位角时对比度的2.38倍。     

Experimental study of different control methods for hypersonic air inlets

An experimental study of different control methods for hypersonic air inlets aimed at ensuring reliable starting of these apparatuses and improving their operating characteristics in the range of Mach numbers 2 to 8 is reported. Conditions for boundary-layer separation and possibilities for preventing this separation by using modified diffuser configurations and/or perforation bleedage are examined. An air-inlet model was tested for operation in an intermittent wind tunnel and in a blow-down wind tunnel respectively in the Mach-number ranges 2 to 6 and 5 to 8. Distributions of static and total air pressures on the walls of the model and in several cross sections were measured, together with air flow coefficients and total-pressure recovery coefficients. Perforation bleedage is shown to offer an efficient means to facilitate air-inlet starting. Perforation bleed has enabled a more than two-fold increase in the air flow coefficient on the model with sidewalls. A perforation-bleed panel installed closer to the air-inlet throat proved to be more efficient. The possibility of sudden starting of the air-inlet apparatus was checked in the intermittent wind tunnel; it was shown that, here, sudden starting could be realized. The data obtained in the intermittent wind tunnel proved to be consistent with data obtained in the blow-down wind tunnel with up to 150-ms blowdown time. This work was supported by the International Scientific and Engineering Center (Contract No. 887) and by MBDA, France.     

三维倾斜平板液氧降膜润湿数值模拟研究

建立三维倾斜平板降膜模型,利用VOF两相流模型计算了液氧降膜的润湿情况,研究了工质物性、倾斜角、液膜入口高度对润湿面积的影响。结果表明:Weber数(We)相同时,液氧和水的润湿比均随Kapitza数(Ka)增大而减小;相同Ka下,液氧和水的润湿比均随We增大而增大,而液氧润湿比一直小于水润湿比,两者的差值也随We增大而增大。拟合得到液氧在液膜入口高度0.4 mm、接触角70°时的界面润湿比经验关联式,拟合值和模拟值相对误差≤±20%;在We=0.76时,液氧的润湿比随倾斜角增大而减小,但降低速率随Ka增大而减小;在倾斜角为90°时,易出现液膜脱离壁面的现象;当We固定时,液氧的润湿比随液膜入口高度增大而增大。     

Numerical simulation of the flow with a pseudo-shock in an axisymmetric expanding duct with a frontal inlet

The results of the numerical modeling of a flow with a pseudo-shock in an axisymmetric duct are presented. The duct included a frontal inlet with the initial funnel-shaped compression part and the cylindrical throat part as well as the subsequent expanding diffuser. To create a flow with a pseudo-shock, the duct was throttled with the use of the outlet converging insert. Numerical computations of the axisymmetric flow have been conducted on the basis of the solution of the Reynolds-averaged Navier?Stokes equations and with the use of the k-ω SST turbulence model. As a result of computations, such parameters of the flow were determined as the location of the beginning of the pseudo-shock, the length of its supersonic part, the velocity profiles in different cross sections of the pseudo-shock, the pressure distribution on the duct wall, the total pressure recovery factor, and others. The behavior of these parameters at the freestream Mach number М = 6 was analyzed versus the diffuser opening angle and different degree of the inlet duct throttling.     

基于温敏漆技术的圆锥高超声速大攻角绕流背风面流动结构实验研究

高超声速流动中, 大攻角下圆锥背风面边界层会存在流动分离与再附、边界层转捩等多种流动现象, 进而对圆锥表面温度分布产生显著的影响。为了对这一复杂流动规律及其对表面温升分布的影响进行讨论, 研究基于温敏漆技术, 得到了在Mach数为6的低湍流度来流条件下, 攻角为10°的圆锥背风面温升分布结果。通过对不同位置、不同方位角处温升分布曲线的分析, 对大攻角下圆锥背风面边界层流动发展过程及不同发展阶段的流动特征进行了讨论。同时, 通过对来流总压的调节, 得到了不同Reynolds数下的圆锥背风面温升分布结果, 总结了Reynolds数对流动的影响规律。研究发现, 高超声速大攻角圆锥背风面边界层流动发展过程中会依次出现层流分离、定常横流涡影响、转捩以及湍流分离与再附等流动特征, 而在不同的Reynolds数下, 各个流动特征产生影响的范围不同, 随着Reynolds数的降低, 层流范围和定常横流涡影响范围均有所增加, 而从观察到横流影响到转捩开始发生的范围基本相同。