提出将通用的插值补充格子Boltzmann方法(GILBM)应用于非均匀网格进行计算气动声学研究.通过顶盖驱动方腔流、低雷诺数圆柱绕流算例验证GILBM数值模拟方法的正确性.在此基础上,将该方法应用于高斯脉冲传播、周期性声源传播、二维圆柱绕流的气动噪声计算.研究结果表明,GILBM方法可以在非均匀网格上较好地模拟高斯脉冲及周期性声源声波的传播过程,计算结果与解析解较吻合.GILBM方法能够模拟非均匀贴体网格下的圆柱曲面边界由于涡脱落造成的气动噪声的产生和传播过程,可以较好地捕捉到近场及远场的声压传播.圆柱绕流声学特性呈现出偶极子现象,计算结果与参考文献较吻合,证明采用GILBM方法在非均匀网格中模拟声传播问题的正确性及求解气动声学问题的可行性.

在传统三维内乘波进气道设计方法的基础上,发展了一种具有乘波压缩特征的前体三维内转进气道气动融合设计方法。通过构造合适的双波入射基本流场,结合斜激波理论,可以推导出一种上游二维乘波流动叠加下游三维内收缩流动的基准流场。在此流场基础上进行流线追踪与气动融合设计,获得了一种乘波前体加三维内转进气道的气动布局方案。对该进气道方案数值模拟研究结果表明:在Ma6.0的设计状态下,该方案流量捕获系数能够达到0.96,总压恢复系数为0.53;而在Ma4.0的非设计状态,该方案流量捕获系数能够达到0.71,总压恢复系数为0.70。此外,与典型的前体二维混压进气道进行对比研究,乘波前体三维内转进气道方案总体性能提升明显,尤其是进气道流量捕获系数在设计状态下较二维方案上升了4.1%。

组合循环发动机的进气道特性是决定整体方案可行性的关键因素之一。本文针对XTER(Xiamen Turbine Ejector Ramjet)组合动力总体需求,详细梳理了XTER内收缩组合进气道的设计理念及设计要素,在此基础上重点分析了该组合进气道的流动结构及特性规律。结果表明,XTER组合进气道各设计要素及设计约束相互耦合,分流调节机构是组合进气道设计的核心,其设计难度高且使设计要素的相互制约问题更为突出。在全速域马赫数0~6范围内,XTER内收缩组合进气道的流动结构差异显著,但总流量系数均维持在0.75以上,有效保障了组合发动机的流量捕获,且分流调节机构能够实现模态转换过程中流量的平稳过渡。在马赫数2.5涡轮-引射亚燃模态转换过程中,引射亚燃通道及超燃通道总压恢复均稳定上升,在模态转换完成时总压恢复均接近或超过0.85。在区间马赫数3~4.5的引射亚燃-超燃...

针对高超声速飞行器一体化设计方法现状的分析,阐明了吸气式发动机与乘波体飞行器之间高效的一体化对于高超声速飞行的重要作用,并从理论、原理、设计方法3方面进行介绍。在激波理论方面,通过从直线激波的求解拓展到二次曲面激波的求解,为3维曲面激波的研究提供了帮助;在乘波原理方面,将乘波原理从外流乘波拓展到内流乘波,继而提出1种兼顾内外流需求的双乘波原理,深化了乘波原理的内涵;在设计方法方面,对于基本流场的气动设计问题,提出更加高效的一体化气动反设计方法。综上分析并归纳出准3维内外流一体化乘波理论与方法,从而在现有“准3维”研究体系上,构建并完善了全3维内外流一体化乘波理论与方法,对于复杂3维超声速内外流一体化设计技术的发展具有一定借鉴作用。

声学风洞开口实验段的剪切层形态对气动噪声测量及声源定位有重要影响。以平行剪切层和扩张剪切层为对象研究了剪切层的厚度、扩张角、强度等因素对声波穿过剪切层传播规律以及声源定位的影响。剪切层的流场采用自相似的速度分布来构造，声传播模拟采用带源项的线化欧拉方程，声源定位使用基于Amiet理论的波束成形技术。研究结果表明:采用高精度的数值方法可以很好模拟声波穿过剪切层产生的折射、反射等现象;剪切层厚度、扩张角和强度等的变化对使用简化对流波动方程预测的垂直入射区影响较小，对上/下游区域影响较大，这主要体现在剪切层的存在改变了声传播的相位;剪切层厚度、扩张角和强度的增加，造成声波穿过有/无厚度剪切层的声场差别增大、基于Amiet理论定位的声源相对实际声源的位置偏移量增大。