超声速轴对称双锥进气道流场数值模拟研究

超声速轴对称双锥进气道流场数值模拟的控制方程为雷诺平均可压缩纳维尔．斯托克斯（Navier-Stokes）方程,数值格式为二阶迎风格式。对弹用双锥进气道流场进行了数值模拟,得到了清晰的流场结构。数值计算结果显示：进气道在来流马赫数为2．5时有较高的总压恢复系数,但是流量系数较低,来流马赫数为3时总压恢复系数有所降低,但流量系数增加较快,此时进气道仍然工作正常。说明双锥进气道能够满足冲压增程炮弹的使用要求。     

RBCC二元进气道起动性能数值模拟研究

根据RBCC动力飞行器的弹道特点,RBCC进气道的设计点马赫数往往较高,导致低马赫数下的起动性能较差。针对某宽工作马赫数范围,设计点Ma=5的RBCC变几何二元进气道,对其引射-亚燃转级马赫数附近的起动性能进行了数值研究。数值模拟计算表明:(1)进气道工作于低马赫数下(即非设计点),不起动时唇口附近存在一道"λ"激波产生溢流和激波损失,导致性能相对起动时有明显下降;(2)进气道内收缩比越大自起动马赫数越高;相同内收缩比下"脉冲起动"比自起动容易;(3)采用吸除措施可以降低进气道的自起动马赫数,改善进气道的起动特性;(4)采用调节进气道唇口的措施可以在牺牲少量流量的代价下实现进气道的自起动,同时提高进气道的总压恢复系数。     

混压式超声速进气道喉道长度的设计与数值研究

为了提高定几何混压式超声速进气道的性能,对冲压发动机轴对称混压式超声速进气道进行了研究,并重点研究了喉道长度的设计及激波附面层干扰对进气道性能的影响.数值计算结果表明:在进气道总长度一定的条件下,喉道长度小于激波链长度的设计对进气道的总性能更有利.在计算马赫数分别为3.5和4.0的条件下,将喉道长高比为3.75和10.0的进气道相比,其总压恢复系数分别增加了6.15%和5.04%;对于长度一定的进气道,喉道越长,则扩张段越短,达到同样扩张比的扩张角就越大.因此,对于设计马赫数为4.0的进气道,取喉道长高比为3.75时,进气道的总压恢复系数最高,抗反压能力也较强,该结果可为定几何混压式超声速进气道的设计提供参考.     

超声速几何可调二元进气道设计优化算法研究

为满足超声速二元进气道的气动性能和宽马赫数工作的要求,探索了一种气流角可调式进气道的方案,采用区间搜索优化算法,完成了设计马赫数3.5,起动马赫数2.0的几何可调进气道的最优设计。通过CFD数值结果验证了准确性。结果表明:1与设计值相比,最优设计的几何可调进气道在所有工作马赫数条件下的总体性能均得到较大提升;2通过优化算法估算得到的进气道的性能参数与CFD数值结果相差不大。     

双S弯进气道锤激波动态特性研究

发动机喘振产生的瞬时高压引起的进气道内锤激波载荷是飞机进气道结构强度设计的关键因素之一。通过对飞行器进行内外流一体化非定常三维数值计算,分析双S弯进气道内锤激波三维流场非定常特性的演化过程,研究了不同马赫数,不同超压比对双S弯进气道锤激波载荷的影响。研究表明：锤激波经过进气道弯道时,弯道外侧流场压力远大于内侧;锤激波离开进气道入口后,进气道内流场经过数个周期逐渐恢复至初始状态;相同进气道反压时,来流马赫数越小,锤激波在进气道内部传播速度越快,且进气道内部压力系数峰值越大;相同来流马赫数下,随着超压比的增大,锤激波在进气道内部传播速度加快,进气道内部压力系数峰值增大。     

冲压发动机外压式二元进气道优化设计与流场分析

介绍了冲压发动机外压式二元进气道设计方法,基于ModelCenter软件平台,使用遗传算法对外压段压缩楔角进行了优化设计,得到最佳的总压恢复系数;并使用有限体积法、 SST湍流模型对所设计的二元外压式进气道设计状态和非设计状态进行了数值模拟,分析了出口反压及来流马赫数对进气道流场的影响。结果表明,随着反压的增加,进气道结尾正激波位置前移,进气道总压恢复系数增加,出口马赫数减小;随着来流马赫数的增加,进气道总压恢复系数显著降低。     

超声速混压式进气道起动与质量吸除耦合设计

结合质量吸除方案,对超声速混压式进气道进行了起动耦合型面设计,并采用CFD数值模拟对进气道的总体性能进行了对比分析。研究结果表明该方案具有以下优点:1)可以提高进气道的总体性能;2)可以解决低马赫数下超声速混压式进气道的起动问题;3)可以改善高马赫数下进气道的气流分离特性。为大空域、宽马赫数工作的超声速进气道的设计提供参考。     

M4超声速进气道起动特性研究

针对亚燃冲压发动机进气道的起动问题进行了研究,提出了影响该问题的关键因素为设计状态内压缩段进口马赫数M2,d和喉道马赫数Mt,d。通过对一系列二元超声速定几何进气道的流动进行一维流路分析和CFD数值模拟分析,总结了不同M2,d和Mt,d对进气道起动特性的影响规律。     

民用飞机进气道气动设计的评估方法

进气道的设计好坏,通常按照进气道性能的特性参数的比较、阻力的大小以及重量、成本的比较结果来衡量。在进行气动设计考核时,需要考核在进气道设计的各个工况下,流场畸变是否足够小、气流是否发生了分离、喉道马赫数是否超过了限制马赫数、总压恢复系数是否足够高等参数.     

高超声速风洞进气道流量系数测量精度影响因素研究

进气道是飞行器动力装置的重要组成部分,准确测量进气道流量系数是进气道风洞试验的重要内容。对来流马赫数Ma=4.5,5.0和6.0状态下皮托管进气道开展流量系数测量研究,通过对比理论值和实测值,获取各状态流量系数修正系数。试验结果表明,随着来流马赫数增加,进气道流量系数与理论值偏差较明显,并逐渐增大。超声速风洞试验通常认为测量截面总温与来流总温相等,通过对测量截面总温与来流总温偏差以及测量截面流场畸变情况的分析,判断测量偏差主要是由测量截面总温等于来流总温的假设导致的。在高超声速风洞试验中,由于模型壁面热交换的存在,测量截面总温低于来流总温,进气道流量系数测量时需要进行总温修正,以提高流量测量精度。      

基于遗传算法的超声速二维进气道优化设计

首先介绍了基本遗传算法,并由基本遗传算法演化出小生境遗传算法.应用简单的测试函数对两种遗传算法进行测试,对两种遗传算法进行比较.然后应用小生境遗传算法对二维超声速进气道进行优化设计.在单目标优化设计中,以最大总压恢复系数为优化目标,在多目标优化设计中分别顾及到总压回复系数要求最大和增压比也要很高.在对进气道的优化设计之后,对单目标优化和多目标优化的结果进行比较.     

基于数值模拟的超声速进气道附加阻力计算方法研究

基于CFD数值模拟,提出了一种超声速进气道附加阻力的快速计算方法。以某三波系二元超声速进气道为对象,开展了实例分析。计算结果表明,本文提出的附加阻力计算方法简单易行,便于推广应用于真实三维进气道设计中,可综合评估进气道捕获来流的气动特性,包括攻角特性和导弹前弹体的干扰特性等,具有明显的实用性和应用前景。     

冲压增程弹用进气道试验与数值研究

对某冲压增程弹用超声速双锥进气道流场特性进行研究,在风洞试验中得到合理的流场结构图谱及试验数据.采用块结构网格与二阶精度流场分区求解技术,对该超声速进气道内外流场进行数值研究.通过数值模拟得到了对应于不同出口反压和攻角情况下,超声速进气道内外粘性流场复杂的波系结构,分析了进气道内外流场的形成过程.结果表明:数值模拟得到的流场结构波系图与风洞试验纹影图一致,并且进气道扩压段静压分布以及进气道出口位置的总压分布与试验结果基本一致.     

竖向排水体地基下的轴对称及平面应变模型分析

基于在实际工程中对竖向排水的三维建模比较困难,常常使用二维的平面等效应变模型进行分析.本文中根据不同的条件,分析了不同的二维平面应变模型.通过数值分析,对参数（n=re/rw,s=re/rs,η=kh/ks）进行了研究,以确定影响因素.结果显示,Hird的模型体现了良好的整体适用性.对于密实沙桩需要用不同的方法来进行有限元分析,需要考虑砂井中排水因素的刚度,同时还要考虑等效排水宽度.结果表明,在交叉区域,等效平面应变模型可以比三维分析模拟现场沉降更好.     

膨胀率对氮气和水蒸气超音速凝结特性的影响

为了研究膨胀率对氮气和水蒸气超音速凝结特性的影响规律,利用双组分凝结流动数值模型对氮气和水蒸气的不平衡凝结流动进行了数值模拟.对数值模型进行了验证,发现模拟结果与实验结果一致.利用该数值模型研究了不同膨胀率对氮气和水蒸气凝结流动的影响,发现在相同的进口参数下,随着膨胀率的增大,极限过冷度变大,液滴成核率和液滴数增大,但液滴半径减小.在超音速分离管设计过程中,需要综合考虑膨胀率与液滴半径两方面因素来获得较高的分离性能.     

新型锅壳式偏置炉胆锅炉传热特性的数值计算

针对偏置炉胆热水、蒸汽锅炉在运行中存在的易结垢、热效率低等弊端,提出一种带隔板的新型锅炉结构.在对锅炉结构形式及其热特性提出数学模型的基础上,利用SIMPLE方法,对两种进出口型式的锅炉的传热特性进行了二维、三维数值计算.计算结果表明,此技术在理论上是可行的.