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Unsteady supercritical/critical dual flowpath inlet flow and its control methods

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Chinese Journal of Aeronautics 2017年第6期30卷 1877-1884页

作者： Jun LIU huacheng yuan Yunfei WANG Ning GE College of Energy and Power Engineering Nanjing University of Aeronautics and AstronauticsNanjing 210016China Jiangsu Province Key Laboratory of Aerospace Power Systems Nanjing 210016China

The characteristics of unsteady flow in a dual-flowpath inlet, which was designed for a Turbine Based Combined Cycle（TBCC） propulsion system, and the control methods of unsteady flow were investigated experimentally and numerically. It was characterized by large-amplitude pressure oscillations and traveling shock waves. As the inlet operated in supercritical condition,namely the terminal shock located in the throat, the shock oscillated, and the period of oscillation was about 50 ms, while the amplitude was 6 mm. The shock oscillation was caused by separation in the diffuser. This shock oscillation can be controlled by extending the length of diffuser which reduces pressure gradient along the flowpath. As the inlet operated in critical condition, namely the terminal shock located at the shoulder of the third compression ramp, the shock oscillated,and the period of oscillation was about 7.5 ms, while the amplitude was 12 mm. At this condition,the shock oscillation was caused by an incompatible backpressure in the bleed region. It can be controlled by increasing the backpressure of the bleed region.

关键词： Airbreathing hypersonic vehicle Dual flowpath inlet Terminal shock oscillation Turbine based combined cycle Unsteady flow

Unsteady flow characteristic analysis of turbine based combined cycle(TBCC)inlet mode transition10.1016/***.2015.07.006

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Propulsion and Power Research 2015年第3期4卷 141-149页

作者： Jun Liu huacheng yuan Rongwei Guo Nanjing University of Aeronautics and Astronautics Jiangsu Province Key Laboratory of Aerospace Power SystemNanjing 210016China Collaborative Innovation Center for Advanced Aero-Engine Beijing 100191China

A turbine based combined cycle(TBCC)propulsion system uses a turbine-based engine to accelerate the vehicle from takeoff to the mode transition flight condition,at which point,the propulsion system performs a“mode transition”from the turbine to ramjet *** inlet mode transition is accomplished when flow is diverted from one flowpath to the other,without experiencing unstart or *** smooth inlet mode transition is a complex unsteady process and it is one of the enabling technologies for combined cycle engine to become a functional *** order to unveil the unsteady process of inlet mode transition,the research of over/under TBCC inlet mode transition was conducted through a numerical *** shows that during the mode transition the terminal shock oscillates in the *** the process of inlet mode transition mass flow rate and Mach number of turbojet flowpath reduce with *** in ramjet flowpath the flow field is non-uniform at the beginning of inlet mode *** speed of mode transition and the operation states of the turbojet and ramjet engines will affect the motion of terminal *** result obtained in present paper can help us realize the unsteady flow characteristic during the mode transition and provide some suggestions for TBCC inlet mode transition based on the smooth transition of thrust.

关键词： Airbreathing hypersonic vehicle Turbine based combined cycle(TBCC) Inlet mode transition Unsteady numerical simulation Shock oscillation

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典型激波针减阻降热特性及流动机理

航空动力学报 2022年第5期37卷 1064-1078页

作者：何坤袁化成南京航空航天大学能源与动力学院南京210016 北京航空航天大学航空发动机研究院北京102206

为研究激波针对超/高超声速钝头飞行器进行减阻降热的相关特性,采用数值模拟方法对6种典型激波针构型的流动特征开展系统研究。给出了激波针长度、来流马赫数对流动特征的影响规律,并对其形成机理进行了探讨。结果显示:马赫数较低时,头... 详细信息

为研究激波针对超/高超声速钝头飞行器进行减阻降热的相关特性,采用数值模拟方法对6种典型激波针构型的流动特征开展系统研究。给出了激波针长度、来流马赫数对流动特征的影响规律,并对其形成机理进行了探讨。结果显示:马赫数较低时,头部有扰流物的5种激波针在回流区即将分裂时减阻率最大;马赫数较高时,减阻率在回流区分裂前后出现局部峰值,但最大减阻率将出现在回流区分裂后更长的激波针长度下。马赫数为3时,6种构型减阻率达最大时的相对长度在0.8~1.2之间,相比而言,球型、半球型和双锥型的减阻效果最好,最大减阻率为45%~50%;圆锥型最差,为20%~25%,明显低于头部有扰流物的构型。相同的激波针长度下,头部有扰流物构型的减阻率随马赫数增大而增大,圆锥型则相反。流场回流区、分离激波、弓形激波、局部膨胀流动等导致的压力分布变化是构型整体阻力变化的主要成因。

关键词：激波针钝体前缘超/高超声速减阻降热特性流动机理

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典型及衍生激波针构型的减阻降热流动特性

航空动力学报 2024年第4期39卷 52-64页

作者：何坤袁化成南京航空航天大学能源与动力学院南京210016 北京航空航天大学航空发动机研究院北京102206

为探索激波针对超声速钝头飞行器进行减阻降热时的更优衍生构型,采用数值模拟方法对3种典型单扰流物构型、6种双扰流物构型、两类多扰流物构型和钝锥型激波针的流动特性进行了研究,认为加装激波针后的几何本质相当于“镂空式”的锥型钝... 详细信息

为探索激波针对超声速钝头飞行器进行减阻降热时的更优衍生构型,采用数值模拟方法对3种典型单扰流物构型、6种双扰流物构型、两类多扰流物构型和钝锥型激波针的流动特性进行了研究,认为加装激波针后的几何本质相当于“镂空式”的锥型钝头体。模拟结果显示:激波针头部扰流物相对直径较大时,减阻率随激波针相对长度的变化曲线没有明显的峰值点,而是存在一个变动幅度很小的峰值段,且相对直径在0.3~0.4左右时减阻效果最佳;典型激波针的最大减阻率约为50%,采用双扰流物构型时略有提升;中部增加多个扰流物时减阻率随扰流物数量增多而增大,最大减阻率超过60%,但气动加热问题较严重。相比而言,钝锥型激波针减阻降温的综合性能最好,最大减阻率可达60%左右,降温率约为7%。

关键词：激波针衍生构型超声速减阻降热流动特性

串联式TBCC进气道模态转换模拟器设计及其特性分析

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航空学报 2016年第12期37卷 3675-3684页

作者：刘君袁化成葛宁南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室南京210016

为了实现涡轮基组合循环(TBCC)推进系统平稳模态转换过程的模拟,在前期风洞试验研究的基础上对串联式TBCC进气道模态转换模拟器进行重新设计。采用线性化及非对称的思路对该模拟器进行设计并对其特性展开数值仿真研究。结果表明:该模拟... 详细信息

为了实现涡轮基组合循环(TBCC)推进系统平稳模态转换过程的模拟,在前期风洞试验研究的基础上对串联式TBCC进气道模态转换模拟器进行重新设计。采用线性化及非对称的思路对该模拟器进行设计并对其特性展开数值仿真研究。结果表明:该模拟器不仅需要模拟发动机工况改变引起的背压变化,而且能通过流通截面面积线性变化,实现两个通道的流量分配。该装置的特点是能保证模态转换过程中每一点的涡轮/冲压通道的总堵塞比不变,使本文所研究的进气道在总堵塞比保持为65%时进行模态转换,结尾激波基本维持在喉道等直段内且进气道出口马赫数基本维持在0.30,流量系数基本为0.45,涡轮/冲压通道流量呈线性变化,与预期目标一致。

关键词：吸气式高超声速推进系统涡轮基组合循环(TBCC) 串联式TBCC进气道模态转换模拟器风洞试验

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矩形截面高超声速进气道气动设计及实验验证

南京航空航天大学学报 2009年第4期41卷 423-428页

作者：袁化成郭荣伟南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

首先对矩形截面高超声速进气道设计方法进行了研究,给出了设计流程,并据此设计了矩形截面高超声速进气道。接着对其进行了三维数值仿真研究,给出了进气道性能参数随来流马赫数、飞行迎角及飞行高度的变化规律。最后设计了实验模型,并进... 详细信息

首先对矩形截面高超声速进气道设计方法进行了研究,给出了设计流程,并据此设计了矩形截面高超声速进气道。接着对其进行了三维数值仿真研究,给出了进气道性能参数随来流马赫数、飞行迎角及飞行高度的变化规律。最后设计了实验模型,并进行了高焓风洞实验验证。数值模拟及高焓风洞实验验证均表明:本文采用的设计方法可达到预期的设计效果,设计的进气道达到了相应的设计要求;本文采用的数值仿真方法可以较为准确地模拟高超声速进气道内的流动,数值模拟结果可信。

关键词：高超声速进气道设计方法矩形截面实验验证

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一种前体加宽型高超声速进气道试验方案研究

航空学报 2012年第4期33卷 617-624页

作者：袁化成郭荣伟南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016

根据矩形截面高超声速进气道前体的流动特征,对一种前体加宽型高超声速进气道试验方案开展了数值仿真及高焓风洞试验研究。首先,对不同前体宽度的高超声速进气道开展了三维数值仿真研究,结果显示:随着前体宽度的增加,进气道的流量系数... 详细信息

根据矩形截面高超声速进气道前体的流动特征,对一种前体加宽型高超声速进气道试验方案开展了数值仿真及高焓风洞试验研究。首先,对不同前体宽度的高超声速进气道开展了三维数值仿真研究,结果显示:随着前体宽度的增加,进气道的流量系数和静压比逐渐增加,而总压恢复系数和隔离段出口马赫数逐渐减小,表现为先急后缓,且当来流马赫数和来流攻角变化时依旧保持上述变化规律。其次,对前体加宽型高超声速进气道试验方案开展了高焓风洞试验研究,结果表明:加宽前体可有效地提高进气道的流量系数,较为真实地反映此类进气道的流动特征,试验结果与数值仿真结果吻合较好。考虑到进气道性能参数随前体宽度变化规律表现为先急后缓,建议在试验条件下前体宽度比取0.5～0.8之间较为适宜。

关键词：航空航天推进系统高超声速进气道前体宽度矩形截面试验方案

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几何尺寸对高超声速进气道气动性能的影响

航空学报 2014年第7期35卷 1893-1901页

作者：王亚岗袁化成郭荣伟江苏省航空动力系统重点实验室南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016

为了探索模型缩尺比对高超声速进气道气动性能的影响,对不同缩尺比的二元高超声速进气道开展了数值模拟研究,结果表明:随着缩尺比的增大,进气道流量系数、隔离段出口总压恢复系数和马赫数均逐渐增大,而静压比逐渐减小,且来流马赫数越高... 详细信息

为了探索模型缩尺比对高超声速进气道气动性能的影响,对不同缩尺比的二元高超声速进气道开展了数值模拟研究,结果表明:随着缩尺比的增大,进气道流量系数、隔离段出口总压恢复系数和马赫数均逐渐增大,而静压比逐渐减小,且来流马赫数越高,上述参数变化幅度越大。由理论与数值模拟分析可知,上述现象主要是由于不同缩尺比下,进气道当地雷诺数不同,导致进气道附面层相对厚度变化,进而影响进气道气动性能。理论分析了进气道总压恢复系数与缩尺比的定量关系,就进气道而言,进气道进口处附面层相对厚度减小1%,隔离段出口总压恢复系数提高约0.7%。

关键词：高超声速进气道缩尺比网格划分数值模拟附面层相对厚度总压恢复系数

基于膨胀波效应的高超声速进气道肩部流动分离控制研究

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推进技术 2024年第1期45卷 63-75页

作者：刘甫州袁化成李东周珂玉南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室江苏南京210016

为改善高超声速进气道唇口激波/附面层干扰诱导的肩部流动分离,从膨胀波及激波理论出发,推导出了膨胀波效应影响下的斜激波附面层干扰理论公式,获得了影响斜激波诱导分离的主要因素:膨胀角梯度、激波角及波前马赫数。在此基础上,开展了... 详细信息

为改善高超声速进气道唇口激波/附面层干扰诱导的肩部流动分离,从膨胀波及激波理论出发,推导出了膨胀波效应影响下的斜激波附面层干扰理论公式,获得了影响斜激波诱导分离的主要因素:膨胀角梯度、激波角及波前马赫数。在此基础上,开展了膨胀波效应影响下的流动分离控制研究,给出了膨胀波效应影响下斜激波诱导分离的判别及预测方法。结果表明:增大激波入射点处膨胀角梯度,可以显著减小甚至消除肩部流动分离;随着激波角增大,激波强度及逆压力梯度增加,分离区尺寸显著增大。而波前马赫数对分离区尺寸的影响不显著;在进口马赫数3.57~5.18,唇罩角度6°~10°范围内,当激波入射点处逆压比梯度小于250 m^(-1)时,斜激波诱导的流动分离消失,可为改善超声速/高超声速进气道内流道流动分离提供技术支撑。

关键词：高超声速进气道激波附面层干扰膨胀波流动分离流动控制