高超声速进气道的设计、计算与实验研究

【摘要】： 采用数值计算与地面实验相结合的方法,对高超声速进气道的设计方法、性能变化规律与地面实验中存在的若干问题开展了研究。 在归纳二维进气道和三维侧压式进气道设计方法的基础上,通过参数制约关系分析和参数敏感性分析,提出了二维进气道的参数化设计方法。该方法选用的几何控制参数可以敏感地影响进气道各项性能,能够通过调节控制参数设计出不同的进气道构型,为优化设计提供了可靠的途径。 研究了进气道各方面性能随构型参数和流动条件的变化规律。指出前体第一楔角、前体总折转角对进气道总压恢复、扩压比和流量捕获等性能产生关键影响:外罩第一楔角、进气道内收缩比对进气道的总压恢复和启动性能产生关键影响。通过分析侧压式进气道的流场结构,定义了侧压式进气道的两种溢流方式,并指出压差溢流是侧压式进气道溢流的重要方式。 通过数值计算研究了边界层流态对进气道性能的影响,并就这一问题在炮风洞中开展了边界层强制转捩实验研究。结果证实了湍流边界层在抑制进气道流动分离、改善进气道性能等方面具有十分重要的作用,指出在高马赫数风洞中的进气道实验需要仔细分析边界层流态,并慎重对待具体实验结果。 开展了脉冲风洞喷管启动过程及其与进气道启动相互耦合过程的数值计算与实验研究,揭示了较高初始真空压力条件下喷管启动激波波后的低马赫数非定常流动是影响进气道启动的根本原因,在脉冲风洞中开展的进气道实验需要注意避免这一问题。 建立并发展了能够应用于进气道与燃烧室耦合过程研究的源项方法和并行数值计算方法,为进气道/燃烧室相互影响规律研究和一体化构型飞行器的气动/推进性能研究提供了高效的分析工具。