基于离散等收缩比的前体/进气道流向双乘波一体化设计

前体/进气道一体化设计是高超声速飞行的关键技术,一体化设计的核心是前体与进气道在基准流场上的气动融合.针对腹部进气布局中前体压缩后的非均匀流影响进气道性能的问题,文章基于局部收缩比处处一致的思想,提出了离散等收缩比设计方法,实现了乘波前体/内转式进气道流向气动融合与遵循气动规律的变截面流道设计.将进气道的三维流场分解成一簇具有相同收缩比的三维流管,视每根流管侧壁为轴对称流场;以锥导乘波前体压缩后的非均匀流作为来流条件,以总压恢复为目标对每根流管进行优化设计;通过匹配激波反射位置将流管重新组合起来,流管的对应边界组成内转式变截面进气道.该设计方法适配任何已知的非均匀来流,可灵活控制唇口位置,且适用于任意形状之间的变截面转换.数值研究表明,依托该方法设计的一体化构型性能符合预期,出口流场均匀,具有优越的抗反压能力,且非设计点流场波系结构良好.离散等收缩比设计方法为腹部进气布局中前体/进气道一体化气动融合设计提供了新思路.     

侧压式道气道流场特性研究

应用表面油流和压力测量技术,结合数值模拟方法研究了超燃冲压发动机侧压式进气道无支板和有支板两种典型工况的基本流动特性.结果表明:由侧壁诱发的后掠激波与底板边界层相互作用,形成一对逆向旋转的漩涡,该漩涡在下游不断发展并偏离底板,在出口截面形成一个低马赫数低总压区;支板的引入增加了压缩率,但同时导致底板与侧壁边界层严重分离,使进气道性能偏离设计工况.     

基于动态分区概念的高超声速燃烧大涡模拟

本文基于动态分区概念开展了亿级网格的高马赫数全尺寸超燃冲压发动机内外流耦合一体化改进延迟分离涡(IDDES)模拟研究. 研究建立了包括动态分区火焰面湍流燃烧模型(DZFM)、分区自适应化学(Z-DAC)和分区并行自适应建表(Z-ISAT)的完整动态分区燃烧模拟框架, 并通过1.15亿网格的马赫数12 REST标准高超声速燃烧室模型初步验证了分区模拟框架的保真性. DZFM通过分区解耦的思想既准确表征了当地湍流化学交互作用关系, 又有效提升了整场湍流燃烧的计算效率. Z-DAC和Z-ISAT通过在分区框架内对化学反应机理进行动态实时简化和建表查询, 可进一步提升当前分区内化学反应的求解效率. 基于1.25和1.4亿网格动态分区框架对比分析了马赫数10条件下中心支板(strut)和壁面撑挡型(pylon)两类构型氢气高超声速燃烧室特性. 支板或撑挡结构均诱发了明显的边界层分离和头部回流区, 由此两种燃烧室均出现了较长区域的喷注点前部燃烧现象. 基于Borghi图的数值分析表明当前氢气高超声速燃烧室中广泛存在扩散控制为主的火焰面模式, 效率提升的瓶颈在于高效增混. 壁面撑挡燃烧室具有较高的穿透深度和近场混合效率, 因而燃烧效率高于净推力准则80%, 相应的比冲1234 s也远高于中心支板燃烧室的437 s. 分区自适应化学方法在将近一半的计算域上降低了反应求解计算代价, 特别是在无燃料区反应机理的简化幅度更加明显. 相比与传统的有限速率PaSR模型, DZFM模型实现了高达11倍的加速比.