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第五届冲压发动机技术交流会

召开年：2015
召开地：厦门
出版时间： 2015-09

主办单位：;中国宇航学会;;中国航天科工集团公司科技委;;

会议文集：第五届冲压发动机技术交流会论文集

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1.固体燃料ATR进气道与压气机工作参数匹配研究
- 蒲晓航;李江;刘洋;刘诗昌;刘凯
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：为了获得固体燃料空气涡轮火箭发动机(ATR)中进气道和压气机的匹配工作特性,建立了进气道和压气机的工作特性模型,根据ATR中进气道和压气机之间"流量平衡"、"交界面参数平衡"和"压比平衡"等耦合关系,建立了匹配分析模型.模型的主要优点有:(1)进气道工作特性模型可以准确计算进气道背压Pt对喉道和亚声速扩压段以及进气道整体总压恢复系数的影响,模型预估结果与三维CFD结果在2.75＜Ma＜3.75、0.5atm＜pb＜3atm验证范围内几乎完全重合;(2)离心压气机模型得到的气流参数最大相对误差在10％左右;(3)在压气机工作特性曲线图上引入"最稳定工作曲线"概念可以在不破坏进气道与压气机气动耦合关系的情况下完成二者交界面静压的匹配初始化;(4)匹配分析模型可以采用基于补燃室压强修正转速法和人为给定转速法,以便分析ATR不同工作状态下进气道和压气机的共同工作点,增强了匹配分析模型的普适性.
2.可匹配弹体的三维内收缩式进气道设计方法研究
- 乔文友;余安远;唐伟员
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：针对弹身前体产生的非均匀来流条件,发展了一种可与之匹配的高超声速三维内收缩式进气道设计方法.整个进气道采用分段设计,进气道唇口附近的型面采用基于方向导数推进的三维逆特征线法生成,这段型面主要用于生成给定的进气道入口激波形状;等熵压缩段采用吻切流设计方法设计,吻切面内的气动型面可通过沿程马赫数生成物面的特征线法确定;进气道隔离段与等熵压缩段型面可采用气动过渡结合肩部光顺技术得到.在马赫数6的来流条件下,通过对进气道的数值模拟表明,CFD结果得到的入口激波形状与给定条件一致.由此说明,本文采用的进气道设计方法完全可以应用于弹身前体,从而进一步拓展了三维内收缩式进气道的应用范围.
3.考虑横向压力的高超声速前体逆向设计方法
- Li Yi-qing;李怡庆;Han Wei-qiang;韩伟强;Pan Chen-jian;潘成剑;You Yan-cheng;尤延铖
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：发展二元楔导乘波理论(The Caret Wing Waverider)得到考虑横向压力梯度的前体逆向设计方法.其中前体横向压力梯度的研究主要运用基于压力分布的二元特征线(Two-dimensional method of characteristics,MOC)反设计方法,根据给定壁面静压分布逆向设计出所需压缩型面,该方法能够控制进气道外压缩段的横向压力分布规律. 采用该设计方法,设计了一种带前体的高超声速进气道,对其进行无粘及有粘数值模拟研究,并与常规二元进气道及带楔导乘波前体的进气道进行性能对比分析,结果表明与常规二元进气道相比,在设计状态下,带逆向设计前体的进气道流量系数提高27％,总压恢复系数提高4％,与带楔导乘波前体的进气道对比流量系数提高4％,总压恢复系数提高1％,并具有与楔导乘波理论相似的乘波特性.
4.高超声速进气道阻力快速工程估算方法研究
- 安平;尤延铖;滕健;潘成剑
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：为快速估算出进气道的阻力,将能反映阻力特性的动量定理做进一步演算,推导出进气道阻力特性的工程估算公式.并用理论、地面试验、数值模拟方法计算的进气道阻力数据来初步验证工程估算公式的适用性.结果表明:与激波理论分析数据比较,在设计状态下,本文的估算阻力与理论结果吻合较好,相对误差均小于2％;非设计状态下,估算阻力与理论结果相对误差均在5.5％以内.与试验数据比较,估算阻力介于地面试验阻力与飞行试验阻力之间.对典型的二元高超声速进气道方案来说,估算阻力与CFD计算数据比较发现,监测点数大于8时,两者的相对误差在10％以内.
5.壁面温度对高超声速进气道隔离段的影响
- TENG Jian;滕健;ZHENG Yun-long;郑云隆;YOU Yan-cheng;尤延铖;OUYANG Zhi-xian;欧阳智贤
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：采用二维定常雷诺平均数值方法对不同壁面温度和不同来流总温条件下高超声速进气道隔离段内激波串流动开展了仿真研究.马赫7.7来流下,在壁面温度300K-1000K范围内,隔离段入口附面层厚度随壁温升高而增加,附面层动量厚度随壁温增加而减小,隔离段内激波串起始位置随壁温增加向上游移动,激波串长度增加,壁面压力值增大;在马赫7.4来流下,保持1000K壁面温度,在来流总温955K-2500K范围内,隔离段入口附面层厚度随来流总温升高而减小,附面层动量厚度增加,来流总温越低,隔离段内激波串起始位置越靠近上游,壁面压力值越大.
6.高超声速进气道自起动性能数值模拟技术研究
- 余安远;吴杰;杨大伟;倪鸿礼
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：针对AHL3D并行计算流体软件研究了预测进气道的自起动性能的数值模拟技术. 首先通过典型矩形进气道的二维非定常数值模拟与准定常数步进计算的对比研究、准定常步进模拟时二维计算与三雏计算的对比研究、以及三维准定常的数值计算结果与风洞试验结果的对比,表明准定常步进数值模拟方法可以代替非定常数值模拟方法来开展进气道自起动性能的数值预测,并且二维步进计算可以推广到三维.其次,在准定常步进计算的基础上,通过二维步进计算与二维零初场数值计算的对比研究,表明零初场数值模拟技术可以更快速地预测进气道的自起动性能.最后,通过对三维零初场数值计算技术的模拟结果与地面试验结果的对比,表明用零初场数值模拟技术预测进气道自起动性能快速有效,与风洞试验结果吻合良好,具有足够的精度和可靠性,值得进一步推广使用.
7.斜板附面层对半自由射流试验结果影响数值评估
- 苏金友;黄单;马前容;刘涛;曾军
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：为制定某冲压发动机半自由射流试验气动布局方案,采用数值仿真方法对该冲压发动机的半自由射流初步布局和自由飞行状态进行分析.仿真结果表明进气道斜板附面层对燃烧室进口气动参数影响明显,半自由射流试验中可采用调整气流角的方法考虑斜板附面层对燃烧室进口气动参数进行模拟。
8.流线追踪Busemann进气道与隔离段的数值研究
- XING Fei;邢菲;LUO Can;罗灿;HUANG Yue;黄玥;WANG Pei-yong;王培勇
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：以截短的Busemann进气道为基准流场,对捕获形状为方形和圆形的流线追踪进气道型面分别进行了数值研究,对比了两者在启动、非设计点等方面的性能差异.同时将方形和圆形进气道分别与方转圆形和等截面圆形隔离段相对接,从整体出发研究了进气道流场对隔离段流场的影响.研究表明,方形进气道由于角区的存在使其更易于产生边界层分离,最低启动马赫数比圆形进气道高约0.2Mach;在非设计点时其总压恢复也更低.角区的因素同样使方转圆形隔离段能承受的最大反压比等截面圆形低了约7％;另外进气道的上游来流对隔离段流场也确实存在影响。
9.适应畸变进气条件的整流格栅优化设计研究
- 何学刚;彭力;于志明;裘云;骆家文
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：本文采用数值模拟方法对垂直格栅、锥形格栅和球面格栅适用于一种颌下进气冲压发动机燃烧室模型的整流效果进行了对比分析,综合考虑流场畸变度和流阻特性,认为锥形格栅具有较好的综合整流效果.在此基础上对锥形格栅的锥角、孔径、阻塞比和安放位置等参数进行了优化分析. 结果表明,在140°锥角内随着锥角的增大扩张段出口流场畸变度减小,但流阻增大;阻塞比为0.5左右较为适宜,过大或过小都会使整流效果变差,且流阻随阻塞比增大而增大;格栅安装位置向上游移动,流动阻力和扩张段出口畸变度均增大;阻塞比相同情况下,扩张段出口畸变度随格栅孔径的减小而减小;格栅外缘与燃烧室壁面间的间隙可减小或消除燃烧室壁面附近回流区.综合考虑整流效果、流动阻力,得到锥角110-120°、孔径16-18mm、阻塞比0.5、放置于中心锥尖的锥形格栅方案.
10.混合层与边界层相互作用的流动稳定性分析
- 刘凤君;王一帆;朴英
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：混合层(包含剪切层和尾迹)与边界层之间相互干扰的流动现象,常见于航空飞行器的外流场和航空发动机燃烧室的内流场,为做好流动控制工作,深入研究混合层与边界层组合流动的机理具有重要意义. 本文对不可压缩混合层与边界层的组合流动完成了线性稳定性研究,组合流动的数学模型为Blasius边界层相似解与双曲正切函数、指数函数的叠加,采用整体数值方法求解组合流动的稳定性方程,并完成计算程序的验证和网格无关性研究,辨识了不稳定模态,即边界层模态、混合层模态1和混合层模态2.在此基础上研究了混合层与边界层流动稳定性的相互影响.受混合层的影响,边界层模态中性曲线向左上方平移,临界雷诺数降低,最不稳定波变得更加不稳定.受壁面边界层的影响,混合层模态1和模态2的不稳定性得到抑制.此外,在低频区域,混合层模态1和模态2之间存在主导模态的转换现象,取决于混合层中两股流动的速度比.
11.超燃冲压发动机进气道协同设计技术研究
- 王鹤;张硕;程浩
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：超燃冲压发动机协同设计平台是支持超燃冲压发动机进气道协同设计的基础,它可以实现设计过程中的协同任务管理、过程数据管理、工具集成、资源共享,为工程设计人员提供一套统一、完整的工作环境,使得工程设计人员在该环境下进行任务、数据、资源查看以及设计工具、方法的应用,本论文开展了进气道模块的协同设计功能的扩充和的高度集成工作,并以动态链接库的形式提供模块程序供Python脚本调用,为进一步开展进气道协同设计工作提供强有力的手段,最终实现超燃冲压发动机进气道协同设计,从而提升超燃冲压发动机的设计和仿真手段,降低研制经费,缩短研制周期.
12.进气道前体激波与唇口边界层相互作用流场结构分析
- 陶渊;刘卫东;范晓樯
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：为深入弄清超额定工况下高超声速飞行器进气道的前体激波与唇口边界层相互作用机理,结合激波边界层自由相互作用理论、非对称激波与激波干扰理论及气体动力学相关理论,对相互作用流场结构进行了理论探讨,给出了6种可能存在的流场结构概示图,并简要分析了临界流场结构并不稳定，上游来流扰动及分离区扰动，均能使其流场结构发生改变，可能出现强分离激波流场，也可能出现脱体激波流场等的结构特点。
13.进气道反压和来流条件对激波串运动特性的影响
- 常军涛;徐珂靖;周伟星;于达仁
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：用Fluent仿真实验了反压和攻角对激波串运动特性的影响.研究发现随着反压提高,流场下游形成流动分离点和分离激波串,并且该激波串的运动特性由分离流在隔离段内的伸展所导致. 当反压推动激波串前移时,激波头部沿程经过局部的压力峰值和谷值点.随着分离点处的压力梯度顺逆切换,激波串的运动特性也在缓慢前移和突然的急剧前移之间切换.急剧前移总在分离点越过背景激波的反射点时发生,这表明激波串的运动特性与背景流场结构有关.为了让激波退回到反射点后方,必须把反压降低到比形成快速前移的压力低,这是因为反射点处的压力梯度对分离有促进作用,阻碍分离激波后退.保持反压为定值使激波串停止运动,然后改变攻角,攻角变化引起的背景流场结构的改变也可以导致激波串运动.攻角的改变使背景激波的反射点前进或后退靠近激波串头部时,激波串会急剧后退或前进越过该反射点.
14.高马赫数下高超声速进气道迟滞现象研究
- 焦晓亮;常军涛;王仲奇;于达仁
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：高超声速进气道工作在高马赫数下时,前体激波打到唇罩内部并发生反射,激波反射有两种模式:正规反射和马赫反射.当激波反射为马赫反射时,唇罩处将出现较大面积分离,导致进气道不起动,这种不起动模式被称之为局部不起动.激波反射模式转换过程存在迟滞现象,将引起高马赫数下高超声速进气道起动/局部不起动转换迟滞,本文利用FLUENT软件数值模拟了由唇罩角度变化和激波反射点下游背压变化引起的高超声速进气道起动/局部不起动转换迟滞现象,并结合激波反射理论进行分析.
15.磁流体技术在冲压发动机中的应用研究
- 李益文;张百灵;李应红;樊昊;高岭;段成铎;王宇天
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：人工电离技术的不断进步,使得磁流体技术在航空航天工程中有着广泛的应用前景.对磁流体技术在冲压发动机电能产生、进气道激波系控制、附面层控制等方面的应用方式进行了分析.目前实验室采用煤油与液氧燃烧的地面磁流体技术实验系统,当煤油流量为0.74m3/h、氧气路喷前压力3.01Mpa,温度可达3278.5K,加入K2CO3电离种子后电导率可达到10S/m量级;对于固定几何进气道,结合实验结论提出一种设计方法:按照较小马赫数设计,当飞行马赫数增大时,采用磁流体减速激励使激波角度增大,实现非设计状态下激波系调控.最后对磁流体技术在冲压发动机上的应用前景进行了展望.
16.Ma2-Ma4连续可调风洞动态数值计算
- 齐伟呈;徐惊雷;吕郑;范志鹏;唐兰
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：针对Ma2.0-Ma4.0的型面旋转变马赫数风洞喷管,在已优化得到的喷管型线基础上,对其进行了动态数值模拟,研究了该风洞喷管出口马赫数线性变化时的出口流场品质,同时,还研究了不同的马赫数变化速度对出口流场的影响. 结果表明:通过对喷管旋转规律的控制实现了出口流场平均马赫数的线性变化,动态计算结果与预期出口平均马赫数的线性变化规律吻合良好;各时刻喷管出口的平均马赫数Ma与预期马赫数之间的偏差均小于1％;各不同马赫数状态下的喷管出口马赫数标准差满足国军标对固定几何单一马赫数风洞出口流场马赫数标准差的要求;在不同加速度的马赫数线性加速过程中,喷管型线旋转到相同位置时的出口流场平均马赫数相同,说明该风洞机械调节的快慢不影响流场的特性.由此可见,该风洞喷管可以得到连续可控的变马赫流场,且流场品质良好.
17.串联TBCC进气道模态转换试验研究
- 刘君;袁化成;华正旭;陈文芳;葛宁
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：TBCC发动机模态转换技术是组合动力技术的重点和难点之一,如何顺利的实现模态的平稳过渡,关系到组合动力研制的成败. 本文采用高速风洞试验及数值仿真分析相结合的方法对一种串联TBCC进气道模态转换过程开展了研究.试验结果表明:本文采用的串联式TBCC进气道模态转换试验方法,可以实现预期的进气道出口马赫数变化规律.采用进气道出口反压保持恒定的约束进行模态转换时,涡轮/冲压通道堵塞比基本呈线性关系.数值结果表明:采用本文的数值仿真方法可以较为准确的模拟此类进气道流动,计算结果可信,可以采用本文的数值模拟方法对串联TBCC进气道模态转换过程进行分析.进气道出口流场畸变大于涡轮通道进口,因此评价串联TBCC进气道畸变指数大小时,应以涡轮通道截面为准.
18.采用余弦曲线马赫数分布的高超内收缩进气道设计及数值模拟
- 汤飘平;苏纬仪;张堃元
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：采用余弦曲线马赫数分布规律反设计基准流场,并与其他两种典型马赫数分布规律的基准流场在相同总收缩比的条件下进行了对比分析,发现这种基准流场其前缘弯曲激波更弱,总压恢复系数更高;然后采用这三种基准流场分别设计了三个矩形转圆形内收缩进气道,并在设计点(M6)进行了数值模拟.研究表明,采用余弦曲线马赫数分布规律设计的进气道其肩部附近的顶板附面层分离区更小,同时出口截面的对涡区高度更小,总体性能良好.最后,采用等流动角梯度()反设计中心体曲母线,设计了较小内收缩比的新型基准流场,采用新型基准流场设计了相同总收缩比的矩形转圆形内收缩进气道. 数值模拟结果表明,新型进气道喉道前的流场结构更加优良,反射激波更弱,未出现分离区,其喉道总压恢复系数高达0.776,压缩效率更高,同时自起动马赫数较低.
19.一种空气涡轮火箭发动机变几何进气道研究
- 李承隆;谢旅荣;王建勇;滕瑜琳
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：为了探究与空气涡轮火箭发动机配合的变几何进气道的气动特性,设计了一个带有泄流腔的变几何进气道.由于空气涡轮火箭发动机要求在从亚声速到超声速下较宽的飞行马赫数下工作,所以对进气道从亚声速到超声速范围进行仿真.结果证明:该进气道可以在Ma0～4.5的范围内正常工作,超声速非设计马赫数流量系数始终保持在一个较高的水平,喉道马赫数始终保持在比较低的水平,泄流腔溢流不超过进气道捕获流量的3％,总压恢复系数和最大反压均在合理范围之内.
20.内转式进气道流动控制研究
- 王卫星;顾强;郭荣伟
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：采用数值仿真的方法研究了内转式进气道的流动特征及流场控制技术.研究表明: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.采用型面流场控制技术,重构进气道肩部压力与边界层分布,能够有效抑制流向涡的强度,减小流动损失,改善隔离段出口流场均匀度,提高其抗反压能力.与原方案相比,在设计状态流场重构方案隔离段出口总压恢复系数提高20％;最大抗反压能力提高28.4％;总阻力增大8.8％,进气道自起动马赫数由原方案Ma4.2下降到该方案Ma3.8.
21.超声速前体边界层转捩研究
- 滕瑜琳;谢旅荣;王建勇;李承隆
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：为判断边界层转捩位置,开展了Ma3.0试验和数值仿真研究.实验方法是通过动态压力传感器测量壁面动态压力开展的,结果表明:沿着流动方向动态压力的脉动量在一定范围内上下波动,经过一定距离以后开始大幅增加.根据三维仿真结果判断获得的转捩位置与试验结果基本位于同一横向区域内.实验结果与数值仿真结果对比表明,三维仿真结果与实验结果吻合较好。
22.一种圆形出口、曲面压缩高超声速前体/进气道流动特性分析
- 袁化成;陈文芳;刘君;华正旭;郭荣伟
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：借鉴二元高超声速进气道在流场均匀度以及三维内转式进气道在流量捕获能力上的优势,在几何约束下,在Ma=5-7范围内,设计了一种圆形出口、曲面压缩前体/进气道方案,并对其开展了三维数值模拟研究.结果表明:设计状态下,该前体/进气道的流量系数为1.0,进气道出口马赫数为2.75,总压恢复系数为0.33,静压比为来流静压的44倍.该前体/进气道在Ma5下可顺利实现自起动.前体曲面压激波对来流马赫数和来流攻角的变化不敏感,可在较宽的马赫数和攻角范围内获得高捕获流量及较为优异的内流气动性能,本文研究可为圆形燃烧室选配适宜的前体/进气道方案提供技术参考.
23.飞行Ma=4-6的分级膨胀的非对称喷管优化设计
- 唐兰;徐惊雷;莫建伟;俞凯凯;齐伟呈
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：针对分级膨胀的非对称喷管,对各设计参数进行了灵敏度分析,对比研究了不同设计参数对其在飞行马赫数4、5、6下性能的影响,并在设计点进行了多目标优化设计,得到性能较优的分级膨胀的非对称喷管,将该喷管与最短长度喷管进行了对比研究.结果表明:分界点的位置和初始膨胀角对性能影响最为明显;在较窄的飞行马赫数范围内,各个马赫数下的性能参数呈现一定的规律;与最短长度喷管对比,优化设计的喷管构型在各个马赫数下的推力性能下降低于0.25％,而升力和俯仰力矩性能却有很大提升,说明采用该优化设计方法能为飞行器提供较大升力及减少配平阻力。
24.进气道/隔离段模型不起动流场数值模拟研究
- 解青;罗炯;肖志祥
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：基于非稳态雷诺平均(URANS)方法模拟了简化的二维高超声速进气道/隔离段模型的不起动流场演化过程,以及不起动后流场的振荡过程.分别通过动网格法(模拟楔块运动)和源项添加法堵塞隔离段出口从而诱发不起动,总结和对比了这两种方法诱发不起动的差异;得到了不起动流场发展过程中的典型流动特征,以及不起动后流场的振荡特征.结果表明,两种方法均会导致隔离段上壁面出口处首先出现分离泡从而诱发不起动;楔块堵塞会导致剧烈的不起动以及振荡过程,源项法可以模拟更弱的不起动以及振荡过程。
25.壁面加热效应在隔离段流动扮演的角色分析
- 卢洪波;刘展;纪锋;岳连捷;张新宇
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：针对长时间、远航程飞行中隔离段壁面被气动加热问题,本文通过"烧氢补氧"式直联台,采用陶瓷加热隔离段模型方式,在国内率先开展了隔离段壁面加热效应对其流动特性与性能影响的试验研究,给出了在不同反压下壁面温度对隔离段流动的影响程度.随着壁面温度的增加,激波串起始位置不断向上游移动,激波串长度随之增加,隔离段容纳激波串的能力降低. 同一进出口压比下,壁面温度对激波串长度的影响具有反压累积效应,即壁面温度的影响程度随出口反压的增高而加剧.壁面温度对激波串的影响不仅体现在对激波串起始位置上游边界层的影响,更体现在对激波串自身的多激波与边界层相互作用规律的影响.要想较为准确的给出激波串长度预测关系式,必须考虑壁面温度对分离激波与边界层之间的相互作用特性的影响,而不能简单地将壁面温度的影响归结在其所带来的激波串起始位置截面边界层动量厚度的变化上.
26.吸气式空空弹外形多学科一体化优化设计研究
- 张红军;王荣;王贵东;陈广强;白鹏;张珍铭;李晓东;傅建明
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：针对吸气式空空导弹存在的推阻匹配设计难题,通过引入优化设计方法建立了综合考虑气动/推进/质量/弹道的多学科一体化优化设计技术.其中,气动性能预测采用代理模型技术,即通过几何外形参数化建模技术、非结构网格技术和高精度CFD技术构建气动数据库,据此建立包含导弹几何外形信息的气动性能代理模型,并对其精度进行了考核验证;推进性能预测采用推进求解模型,该模型根据固冲发动机内弹道理论建立,计算精度满足工程要求. 通过集成以上学科预测模型,以质点弹道仿真评估的技术指标为优化目标,对一种类"流星"吸气式空空导弹的进气道和翼面外形开展了优化设计,最终获得了满足推阻匹配要求的气动外形,通过优化使导弹动力射程提高了10％,表明所建立的一体化优化设计技术,可以有效解决吸气式空空导弹外形气动与推进耦合设计中的推阻匹配问题,可以显著提高导弹的动力射程.
27.基于激波配置可控基准流场的前体/进气道一体化设计
- 李永洲;张堃元;张蒙正;孙迪
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：通过给定入射激波和反射激波径向总压恢复系数分布反设计了双弯曲入射激波的可控中心体基准流场.在给定前体捕获型线和进气道捕获型线后,基于该流场结合流线追踪技术设计了前体/进气道一体化气动构型,粘性修正后的构型容积率可达2.95.数值计算结果表明,设计点粘性修正后构型乘波前体和内收缩进气道分别内乘波,波系结构与基准流场一致,前体升阻比为2.49;设计点和接力点进气道均保持了较高性能,设计点时可以全捕获来流.
28.高超声速进气道起动问题的理论判据新认识
- 潘成剑;尤延铖;李怡庆;陈荣钱
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：基于Kantrowitz起动判据,得到一系列等值线.并进一步将等值线推广到有入射激波和低马赫数溢流的情况,结果表明:这些等值线具有以下特性:①等值线连接进气道的内收缩比和总收缩比;②等值线是等总压恢复线和等流量线;③等值线可由Isentropic曲线方程乘于进气道内收缩段自起动时总压恢复的倒数得到;④存在入射激波的起动等值线在设计状态等值线的右侧;⑤有低马赫数溢流的起动等值线在设计状态等值线的右侧;⑥等值线提供了一种联系Kantrowitz和Isentropic曲线的方法。
29.弯曲隔离段流场三维效应研究
- 李腾骥;范晓樯;陶渊;赵健
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：本文采用试验和数值仿真相结合的方式对三维弯曲隔离段进行了研究,对比试验和数值计算的纹影图像和沿程壁面压力分布,验证了数值仿真的准确性.分析了流向截面的速度矢量图、隔离段上壁面的分离线和再附线的位置和马赫数等值面图,发现弯曲隔离段存在较为明显的三维效应.通过对比不同反压下二维和三维截面的流场结构,得到了三维情况下抵抗反压的能力弱于二维的结论.
30.RBCC进气道变吸除方案设计及影响研究
- 张正泽;刘佩进;秦飞;魏祥庚;何国强
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：鉴于RBCC发动机宽速域、广空域的工作条件,本文基于内压式进气道在迟滞回路区内的工作特点,提出了RBCC进气道变吸除控制方案:在满足RBCC发动机模态过渡要求、保证进气道始终起动的前提下,通过调节吸除区面积以改善进气道起动后的工作性能,并通过理论分析和数值模拟验证了该方案的有效性.以马赫3工况为例,相比于固定进气道,变吸除进气道的流量系数提高58.6％,增压比提高164.9％,总压恢复提高10.6％。
31.二元RBCC进气道变几何方案研究
- 郭荣荣;金志光;张堃元
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：RBCC发动机工作范围极宽,其进气道采用变几何方案是必要的.本文针对二元混压式进气道,运用一维无粘理论分析了进气道的各性能参数与收缩比的变化关系,研究了Ma=2～6范围内变几何方案的设计和调节规律.数值仿真结果表明：通过采用转动第三级楔角及其后面的顶板和平移唇口板使第三道激波封口的变几何方案,使进气道在Ma=2～6宽范围内获得较高的流量系数和合适的喉道压比.该方案调节简单易行，可以应用于更宽工作范围的RBCC进气道。
32.基于二维压力可控基准流场的乘波前体及其一体化设计
- 李永洲;张堃元;张蒙正;郭世亮
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：本文基于优化后的二维压力梯度可控曲面基准流场,结合流线追踪技术,提出了乘波前体的设计方法并给出了一种乘波前体/进气道完全一体化设计方案.数值计算结果表明,设计的"(A)"形楔导乘波前体容积率较高,在设计点和接力点都保持了良好的乘波特性,升阻比较高,粘性对俯仰力矩的影响不大.将合适的进口捕获形状生成的进气道直接作为飞行器前体的一体化构型,乘波特性良好,容积率较高但是升阻比较低,粘性对俯仰力矩影响较大.
33.冲压发动机畸变流场性能试验研究
- 赵书苗;王寅会;张炎;裘云
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：为了研究冲压发动机在畸变流场条件下的燃烧性能,依托某型号冲压发动机为平台,进行了地面畸变流场性能试验,本文介绍了试验方法,并对试验结果进行了分析. 试验结果表明,对于本文所研究的燃烧室,在进气流场畸变情况下,安装均匀整流装置之后,虽然会增加流动损失,但是燃烧室入口流场的畸变得到了明显改善,本文均匀整流装置在总压畸变KD1小于10％的范围内,均能得到与均匀来流基本相当的燃烧效率;但热防护效果受畸变流场的影响较大,在大畸变(KD1接近10％)条件时,因局部冷气量较少引起尾喷管壳体变红.从燃烧室的结构安全性考虑,希望在进气道的设计过程中尽量降低出口的畸变度,使进气道出口流场周向总压畸变度KD1≯5％,流场局部最大的总压畸变指数≯10％.
34.试研究高超二元进气道超额定状态
- Gao Xiong;高雄;Man Yan-jin;满延进;Li Da-jin;李大进;Zhu Shou-mei;朱守梅
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：飞行马赫数Ma4～7的高超声速飞行器,在低马赫数下需要较高的流量系数实现飞行器的加速性能.二元进气道采用飞行器前体腹部压缩的方式实现一体化设计,为了提高进气道低马赫数下流量系数,一般激波封口点马赫数较低.因此,当来流马赫数大于激波封口点马赫数时,进气道处于超额定工作状态.试验进气道激波封口点为马赫数Ma5.5,在马赫数Ma7.0为超额定状态,风洞试验结果显示,超额定状态下进气道无法实现起动. 初步分析是因为前缘激波在唇口板内侧造成很大的附面层分离,产生接近正激波强度的逆压力梯度,前缘激波在唇口位置形成类似马赫反射的激波"悬挂"现象,引起进气道内压缩段出现大面积亚声速流动,堵塞了进气道内压缩通道.
35.基于索并联支撑系统的高超声速风洞试验气动力测量技术
- WANG Xiaoguang;王晓光;LIN Qi;林麒
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：索并联机构为风洞试验提供了一种新型的模型支撑方式.本文针对一种支撑大尺度飞行器模型的六自由度索并联机构,研究该支撑系统在高超声速暂冲式来流作用下飞行器模型的气动力测量问题.基于构建的系统动力学方程,建立了绳索张力变化与飞行器模型所受气动力之间的关系,给出气动力解算公式和系统的刚度矩阵. 通过数值求解模型质心位移和绳索张力变化等,分析支撑系统的稳定性以及影响气动力测量的因素.研究结果表明,选择合适的结构参数,可以使暂冲式来流冲击引起的系统振动减小至mm级,确保系统的刚度和稳定性;绳索张力变化受索抗拉刚度的影响,采用较大的抗拉刚度,意味着索张力具有较多周期变化的特点,有利于通过反解绳索张力获得准确的气动参数,为索并联支撑机构在高超声速风洞试验中应用提供了支持.
36.隔离段抽吸引起的激波迟滞现象研究
- 马生虎;岳连捷;贾轶楠;张新宇
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：激波迟滞现象广泛存在于航空航天器外部扰流和动力装置内部流场中.本文通过理论分析和数值模拟方法研究了二维等直隔离段的激波结构,模拟隔离段背压升高再降低的过程,考察了壁面抽吸工况下隔离段激波迟滞现象. 首先,根据Zhukoski分离区压力与主流马赫数的量化关系发现:来流马赫数大于2.15时,在无控制措施条件下,二维隔离段激波串首道激波反射为规则反射,隔离段本身不会出现激波迟滞现象.而隔离段壁面抽吸有利于吸除近壁面边界层流动,使激波串固定在抽吸缝的位置.随着背压的不断升高,抽吸作用迫使激波串首道激波的强度不断增强,首道激波分离角和激波角不断增大,从而进入Won Neumann准则的双解区甚至马赫反射区.在降低背压的过程中,隔离段出现激波迟滞现象.
37.双波压缩对进气道再起动性能的影响
- 贾轶楠;岳连捷;张新宇
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：本文对三种内压缩段双波压缩模型进行了实验探究与数值计算,分析了高超声速进气道再起动过程.将实验中双波的再起动临界收缩比与相同气流偏转角单道波压缩简化模型进行对比,发现总压缩角度相同时,双波分离模型能有效的提高总压恢复系数,且首道波越弱,起动能力提升范围越大.唇口高度H对于再起动极限收缩比也存在影响:H减小时,起动能力增强. 而对于双波相交模型,由于其与边界层的相互作用效果叠加,并不能达到减弱激波作用的效果.同时,在双波实验中发现在再起动极限收缩比与最小不起动收缩比之间,普遍存在宽度在0.1-0.4左右的临界状态区域.文章通过数值计算对该区域再起动过程进行分析,给出猜测:发生临界的原因是第二道压缩波增强了大尺度分离区再附激波后的高压区,阻碍了分离区向下游的移动而产生的.
38.基于逆特征线方法的超声速流场反设计
- HAN Wei-qiang;韩伟强;ZHU Cheng-xiang;朱呈祥;YOU Yan-cheng;尤延铖;LI Yi-qing;李怡庆
- 《第五届冲压发动机技术交流会》 | 2015年
摘要：对于超声速流动而言,流场的出口参数往往作为一个关键指标体现在设计要求中,但现有的特征线法在求解流场之前是无法预知出口气流参数分布的,因而有必要发展一种可以满足出口参数要求的超声速流场设计方法.基于此,本文提出了一种基于逆特征线方法的超声速流场反设计方法,将首先简要介绍特征线法在古尔赛特与柯西问题中的应用求解,在此基础上提出流场反设计方法,以实现出口流场的可控设计,并对该设计方法开展了初步的二维流场验证.