腹部进气高超声速内转式进气道波系配置及其气动特性研究

The hypersonic inward turning inlets face two fundamental aerodynamic challenges. First, the traditional parent axisymmetric flowfield doesn''t exist theoretically due to the deflection of the forebody airflow when the inlet mounted beneath the vehicle. A spillage also occurs because the three dimensional cowl-lip cannot ride on the forebody shock. Second, the inlet optimal total-pressure recovery is always accompanied with the difficulty in self-starting due to its large internal contraction ratio. Aiming to the problems mentioned above, this project proposes a flow construction method by the iso-contraction-ratio discrete streamtube, and further develops a design methodology of hypersonic inward turning inlets beneath the vehicle, in which the cow-lip would ride on the forebody shock. In addition, the key geometric characteristic parameters of a swallow-tailed cowl associated with the inlet self-starting capability are investigated. Its flow mechanism is analyzed to obtain the method of 3-D cowl-lip design for improving the inlet self-starting capability. Finally, the flow characteristics and performance of the inward turning inlet are surveyed within a wide range of flight operation by experiments and numerical simulations.. The implementation of this project can provide theoretical and technological supports for the scramjet inlet in China, and promote the research innovation in the field of hypersonic airbreathing propulsion.

本项目针对高超声速内转式进气道设计存在的两方面气动问题开展研究。一、飞行器腹部进气布局下前体气流的偏转使得传统意义的轴对称基准流场理论上不再存在，且三维唇口不能乘前体激波导致溢流；二、具有较优总压恢复特性的进气道总是伴随着内收缩比过大、起动困难的问题。通过等收缩比离散流管流动构建方法的研究,发展飞行器腹部进气布局高性能内转式进气道流场设计方法，并使进气道唇口乘于前体激波。在此基础上，通过内转式进气道再起动流动过程研究，掌握影响进气道自起动特性的类燕尾形唇口关键几何特征参数及其规律，获得改善进气道自起动能力的三维唇口设计方法。开发高超声速内转式进气道设计平台，通过试验及数值仿真研究，系统总结该进气道在宽飞行工况下的气动特性，分析其与流动形态的内在关系。. 本项目的开展为我国超燃冲压发动机进气道研究提供理论与技术基础，拓宽研究思路，推动我国高超声速推进研究的技术创新。

内转式进气道由于其高捕获率、低总压损失有可能在Ma<8飞行器研制上走向实用。然而该进气道还没有完全体现其应有的优势，主要在于其主要面向腹部进气布局下的变截面进气道构型方式，目前仍存在与前体的一体化设计及起动困难的问题。本项目提出了基于离散流管等收缩理念的变截面进气道设计方法，离散流管等收缩的思想将三维流场分解成若干根具有相同收缩比的扇形流管，流管流动通过优化以保证其高效压缩，通过激波反射点匹配方法组合扇形流管以形成三维变截面流场，从气动层面保证了出口流动的均匀性。控制流管的形状使唇口同时乘在前体激波和进气道激波上，实现流量全捕获。实验及数值研究表明该设计方法是可行合理的。针对该类型进气道的起动问题，理论及数值评估了常用的抽吸缝辅助起动方式对发动机性能及热环境的影响，结合简化模型试验研究了不同的唇口形状平唇口、燕尾唇口、凸唇口等关键几何特征对进气道起动性能的影响，发现唇口形状对起动性能的改进幅度不大，但减弱唇口激波与边界层的作用强度可改善进气道起动性能，同时提出了旁侧溢流以改善进气道起动性能的设计方式。基于以上研究成果，开发了高超声速内转式进气道设计平台，通过试验及数值仿真研究，系统总结了该进气道在宽飞行工况下的气动特性。本项目的开展为我国超燃冲压发动机进气道研究提供理论与技术基础，拓宽研究思路，推动我国高超声速推进研究的技术创新。

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