摘要：空天飞行器未来在军民诸多领域均能够扮演极其重要的角色,其关键技术之一便是能够在大气层内提供动力的吸气式组合循环发动机。进气道作为吸气式组合循环发动机的关键部件,迫切需要解决几何/气动大范围调节需求、宽域内流的精细化组织和预测需求以及发动机多模态间的平稳转换需求。为回应上述3大需求,可调进气系统需要在定几何/变几何调节技术、激波主导流动机理及控制技术、模态转换中流场动态演化特性这3个方面加深研究。就研究现状而言,转动是二元进气道的主要调节方式;平动是轴对称进气道的主要调节实现方式;变形调节对于二元和轴对称可调进气道均具有重要的补充和辅助价值。国内外研究人员对于激波/边界层干扰机理、进气道喘振机理、不起动/再起动迟滞机理等均建立了较为深刻的认识,在不起动/再起动边界的建模与预测方面也取得了相当大的进展,边界层放气依然是对激波主导流动中各种不利现象的有效控制措施。在模态转化方面,外并联组合进气道流道间的耦合干扰较弱,内并联组合进气道则表现出较为明显的流道间耦合干扰。未来,还应重点发展高效轻质的进气道调节技术,努力建立面向宽域可调进气道的快速设计体系,加强模态转换过程中进气道复杂内流机理研究,并积极与发动机控制学科交叉,突破智能化进气道调控技术,支撑我国空天飞行器的研制迈上新的台阶。

摘要：随着科技的发展,单介质的航行不足以满足人们的需求,在创新性交叉领域对跨介质飞行器开展研究,引起了航空业界的广泛关注。跨介质飞行器在质量匹配、机身外形、机翼布局、结构设计,以及动力系统等方面具有显著的特殊性。近年来,空中无人飞行器和水下无人潜行器技术得到了飞速发展,广泛应用于军用和民用领域。但单介质飞行器工作能力会受到许多条件的限制,例如,飞行器的自身工作范围、推进能源的补充等。

摘要：为获取带预冷器进气道的流场结构和损失特性,本文设计了一种在扩张段加入台阶型预冷器的进气道,并采用混合网格对带预冷器进气道建立了仿真模型。对比分析了Ma 2.0自由来流条件下的带预冷器进气道与原型进气道在整体性能上的差异,并进一步对比研究了两种进气道的流场结构与损失特性。研究发现,进气道扩张段加入预冷器后抗反压能力下降,总压损失增加;带预冷器进气道没有典型的通流状态,在出口低反压时,预冷器上游已出现一定程度的节流,这主要是由预冷器的堵塞造成的,且这种堵塞效果在全工况下均存在;带预冷器进气道比原型进气道出口总压损失更高的主要原因是预冷器区域存在额外的总压损失,且随着出口反压的提高,流经预冷器而发生的总压损失逐渐减小。

摘要：为了研究外压式进气道处于临界工况时结尾正激波同时与压缩面和侧板上边界层的相互干扰,专门设计了三组具有不同前伸长度侧板的简化构型作为研究对象,利用数值模拟手段评估了侧板边界层厚度对正激波/边界层干扰特性的影响。仿真结果表明,当没有侧板边界层参与干扰时流动呈现较好的准二维特性,但当侧板边界层参与干扰后将形成较强的角区干扰结构,该角区三维干扰结构与对称面上的准二维干扰结构存在此消彼长的关系。此外,波系的空间形态也将由"准二维λ波"结构变为"双λ波+角区压缩波"结构,波系形态的改变则进一步导致壁面回流区分布以及摩擦力线拓扑结构变得更加复杂。

摘要：为研究超声速可调进气道喉道调节过程中的内流结构及节流特性,设计了工作马赫数范围为0~4的超声速可调进气道,在来流马赫数为2.9的风洞中借助高速纹影观测系统和动态压力测量系统开展了试验研究。结果表明当内收缩比(ICR)为1.79时,进气道通流流场存在设计和非设计流态的内流双解现象。其中,在设计流态下进气道内通道中的波系结构正常建立;而在非设计流态下进气道内收缩段中存在局部分离诱导的复杂波系结构,导致其整体压升高于设计流态,并存在宽频、低频的小幅振荡。此外设计和非设计流态下进气道的下游节流性能相当,其临界堵塞度分别为42.4%和41.7%,临界压比分别为15.8和16.0。在两类流态的下游节流过程中扰动均以结尾斜激波串的形式向上游传播,且临界状态下激波串头波刚好位于喉道附近,但两类流态的结尾激波串在空间分布特征和振荡特性上均存在明显区别。

摘要：为了进一步研究几何非对称的高超声速内转式进气道流动特性,通过特征线法设计了基于多道激波加等熵压缩波的基准流场,在此基础上通过流线追踪法设计了双模块内转式进气道。通过数值仿真和风洞试验相结合的方法,获得了内转式进气道的内外流特性。研究结果表明:在内转进气道最大半径对应的角区位置存在大量的边界层堆积,受第二道激波/边界层干扰,在激波根部卷起锥形旋涡。在内转式进气道内部,唇罩激波和管道边界层干扰显著,管道内存在自唇罩指向压缩面的强周向压力梯度,从而诱导管道内边界层均往一处汇聚,卷起大尺度流向涡。仿真和试验结果表明,在来流马赫数5.74,攻角0°状态下,进气道气动性能优良,出口总压恢复系数系数达到0.58,最大抗反压为112倍。

摘要：进气道能够捕获来流,按一定流量、流速和畸变向发动机供气.作为飞机推进系统的起始部件,进气道直接影响飞机发动机的工作效率、性能和安全性.针对进气道自由曲面构型的特点,提出基于曲率指导的B样条进气道几何设计方法.首先给定控制点、节点数据,构造C2光滑约束的B样条关键截线,避免产生台阶效应而影响进气道性能;其次将计算过渡截线的离散点坐标,转化为利用过渡截线导数值反求所对应的B样条曲线,减小在复原曲线过程中计算离散点带来的累积误差;最后将上述B样条曲线拟合为B样条张量积曲面结构,减少格式转换造成的信息损失.该方法已集成在某型号进气道建模系统中,可快速、交互式地完成由任意进气口截线到出气口截线的光滑过渡.实验结果表明,建模得到的进气道曲面结构精确性较高、通用性较好,一定程度上减少了对国外相关CAD航空工业软件的依赖,可以为后续基于数值优化的几何设计与流体仿真一体化提供技术支撑.

摘要：为获取预冷器对高超声速进气道内流特性的影响机理和影响规律,设计了一种在扩张段加入台阶型预冷器的高超声速轴对称进气道,并利用混合网格建立了仿真模型,获得了Ma6.0来流条件下带预冷器进气道与原型进气道在节流状态的数值仿真结果。结果表明:引入预冷器后进气道临界耐反压能力略有下降,并且进气道下游背压在1.0≤p_(b)/p_(0)20时,由两者共同决定;进气道下游背压在20≤p_(b)/p_(0)<275时,预冷器为上游流场带来消极影响,而当背压在20≤p_(b)/p_(0)<200范围时,预冷器的引入能有效改善下游流场品质,通过上下游的耦合作用,出口性能参数在p_(b)/p_(0)≥150后与原型进气道趋于一致。当p_(b)/p_(0)≥275时,唇罩侧放气缝对激波串根部低能流的抽吸使得预冷器几乎不对上游产生影响。

摘要：为了探究跨声速状态下轴对称中心体可调进气道的流动特性,设计了一个轴对称变几何进气道,研究了其在Ma0=1.1时不同中心体调节位置下的流场特征和气动性能,获得了其口部和泄流腔内流动特性、节流特性以及气动性能。结果表明:四个不同中心体位置的进气道在Ma0=1.1状态下呈现出3种不同的口部波系结构,分别为:全亚声速流动、“λ”波系和单道脱体弓形波。当中心体位置靠后时,进气道为混压式,入口处为全亚声速流动,肩部泄流腔始终处于正常泄流状态;当中心体位置靠前时,进气道为外压式,入口会呈现“λ”波系与单道脱体弓形波两种情况,泄流腔在低反压下为倒吸状态,而在高反压下转变为泄流状态。进气道处于外压式时在中心体一侧会产生大尺度的分离,抗反压能力相比处于混压式时略差。随着中心体前移距离的增大,进气道的流量系数和总压恢复系数都呈现不同程度的下降,其中总压恢复系数下降了14.8%,流量系数下降了7.5%。因此,对于本文研究的进气道而言,跨声速状态下其工作在混压式状态时具有较好的工作性能,其对应的较佳内收缩比为1.05。

摘要：对二元双喉道射流推力矢量喷管的设计规律进行了数值模拟研究.结果表明,空腔长度、空腔扩张角、空腔收敛角、上游喉道高度等设计参数对喷管的推力系数、矢量效率以及内部流态均有着显著影响.研究中获得的较优的参数组合方案为:空腔长度2.61,空腔扩张角10°,空腔收敛角30°,上游喉道高度1.0,次流注入角150°(长度尺度以下游喉道高度无量纲化).当主流压比为4、次/主流压比为1.08、次流量为主流的2.5%时,该方案获得了14.34°的矢量角,且推力系数为0.967.