摘要：基于响应面法进行了二维混合压缩超燃冲压发动机进气道的多目标优化研究。采用均匀试验设计确定试验方案,运用计算流体动力学求解进气道的性能。根据分析结果构造了响应面近似模型,该模型采用了完全二阶多项式模型。通过响应面近似模型的优化,实现了超燃冲压发动机进气道优化,得到了Pareto最优集。结果表明,采用均匀试验设计和响应面法可以大大减小数值模拟的计算量,提高优化效率。

摘要：对巡航马赫数为7、转级马赫数为4的宽范围侧压式进气道进行了设计,讨论了主要设计参数的选取原则,给出了一种曲面压缩的高性能侧压式进气道设计方案,并利用数值仿真手段对其流场结构及性能进行了研究.结果表明,所设计的侧压式进气道在马赫数Ma=4时的流量系数达到0.753,最大正攻角可达6°以上.Ma=6时,流量系数达到0.945,隔离段出口总压恢复系数为***=7时,总压恢复系数为0.388;随攻角增加,进气道捕获流量几乎线性增加,流场畸变有所减小,但总压恢复系数加速下降;随侧滑角增加,总压恢复系数下降剧烈,流量系数变化不大.研究还发现,进气道下游的三维隔离段其上下壁面压差导致隔离段底部形成"对涡"流动,显著加大了流场畸变,这是各类三维隔离段的典型流动特征.

摘要：针对一种马赫数分布可控的二元高超弯曲压缩面进行参数化研究,获得其设计参数对压缩面性能的影响规律,在此基础上建立多项式响应面代理模型并进行多目标优化,基于优化结果设计了二元弯曲激波进气道,并与同等约束条件下的三楔进气道进行比较。结果表明:压缩面初始压缩角θ与马赫数梯度函数中的设计参数md1,C对压缩面性能影响最为显著;Ma∞=4.0时弯曲激波进气道流量系数达0.769,与三楔进气道相比,在Ma∞=4~7工作范围内的流量捕获能力相当,但其喉道、出口截面的总压恢复系数均高于三楔进气道,在Ma∞=4,6,7工况下,喉道截面总压恢复分别有6.5%,8.4%和10.7%的提高。

摘要：为进一步提高侧压式进气道性能,提出了变侧压角与变后掠角+变侧压角两种曲面压缩的侧压式进气道设计方案,利用数值仿真手段对其Ma=6,Ma=4下的流场结构及总体性能开展了研究,并与常规平面压缩的侧压式进气道进行了比较.结果表明,曲面压缩的侧压式进气道性能要明显优于常规平面压缩进气道;采用变后掠角+变侧压角设计的曲面侧压式进气道具有前掠与后掠两种进气道的优点,能显著提高进气道高低马赫数下的性能.计算发现,Ma=6设计点下,变后掠角+变侧压角曲面侧压式进气道流量系数较常规进气道提高4.1%,总压恢复系数提高5.3%;Ma=4来流条件下,流量系数提高6.3%,总压恢复系数提高5.4%.

摘要：研究了一种壁面马赫数(Ma)呈线性分布规律的曲面压缩面,以此设计了高超声速弯曲激波二维进气道,并与同等条件下常规三楔压缩二维进气道进行了比较.数值研究结果表明:根据给定的壁面Ma线性分布规律和压缩面增压比,通过有旋特征线理论来设计压缩面的方法是可行的;与常规三楔压缩相比,此方法能改善压缩面附面层的稳定性,能有效缩短外压缩段的长度,并且其性能参数对来流Ma变化影响不敏感,特别是非设计状态下性能优势尤为突出.在接力点Ma下其流量系数达到0.783,比常规三楔压缩二维进气道提高13.2%,同时喉道截面总压恢复系数也提高4.5%.

摘要：针对二元高超声速进气道Ma=4～7的宽马赫数范围工作要求,探索了一种伸缩唇口式简单变几何方案,利用一维流理论对其设计方法进行了讨论,给出了一种具体的实现方案,并利用数值仿真手段对其接力点下的自起动性能及其它不同工作马赫数下的性能进行了研究。结果表明:(1)所设计的伸缩唇口式变几何方案解决了宽马赫数工作范围内定几何进气道难以协调的设计矛盾,该方案能使进气道工作范围进一步拓宽至Ma=4～8(9);(2)变几何进气道能使马赫4接力点下的流量系数保持在0.7以上,这为飞行器宽马赫数范围加速提供了强有力保障;(3)与定几何进气道相比,变几何进气道高低马赫数下的总体性能均得到大幅度提高;(4)研究发现,附面层排移及排移位置对改善进气道接力点下的自起动性能有重要影响。

摘要：研究了一种压升规律的曲面压缩面,设计了高超弯曲激波二维进气道,并用数值模拟手段对该进气道和同等条件下的常规高超二维三楔进气道、楔+等熵进气道的性能进行了比较.数值模拟表明:通过给定合理压缩面压升规律来设计压缩面并改善压缩面附面层稳定性是可行的,弯曲激波二维进气道的长度比同等条件下的常规二维三楔、楔+等熵进气道分别缩短12%和10%,并且对来流Ma变化不敏感,综合性能优势明显、应用前景大.

摘要：针对一种采用新型压升规律的曲面压缩面所设计的高超弯曲激波二维进气道,利用数值模拟方法研究了6种不同长度平板发展而来的非均匀流对其性能参数的影响,并和两种常规二维进气道吞非均匀来流的能力进行了比较,着重对比了设计Ma数下三种不同压缩形式进气道喉道截面的流场畸变程度。数值模拟结果表明,采用新型压升规律的高超弯曲激波二维进气道性能受来流气流不均匀性的影响较小,且喉道截面的流场畸变指数小,对非均匀来流具有一定的校正作用。

摘要：结合简单一维流理论讨论了一种工作于Ma=4～7、采用可转动唇口的变几何二元高超声速进气道设计方案,并利用数值仿真手段对其Ma=4下的自起动性能及其他不同工作马赫数下的性能进行了研究.结果表明:所设计的变几何进气道必须辅以附面层排移措施才能在Ma=4下顺利实现自起动;该变几何方案Ma=4下的流量系数达0.7以上,这为飞行器加速提供了强有力保障;与定几何进气道相比,变几何进气道高低马赫数下的总体性能均得到显著提高;此外,转动唇口的铰接位置对自起动性能有重要影响.

摘要：根据给定壁面参数分布规律反设计压缩面的方法,通过几何方式组合研究了壁面采用压力/马赫数复合分布规律的弯曲压缩面,分析了压缩面的参数分布和性能特点.在与参考二维进气道相同约束条件下,将弯曲压缩面应用于二维进气道,分析了其性能并与参考二维进气道进行了对比.数值研究结果表明:几何方式组合能充分发挥壁面按单一参数设计所得弯曲压缩面的优势,使壁面参数分布得到有效改善并趋于更加合理.同参考二维进气道相比,几何方式组合进气道的外压缩面长度有所增加,但在来流马赫数在4~6范围内它的喉道总压恢复系数均得到显著提高.来流马赫数为6时,几何方式组合进气道的喉道总压恢复系数提高10%;来流马赫数为4时其喉道总压恢复系数提高9.6%.