期刊文献+
共找到266篇文章
< 1 2 14 >
每页显示 20 50 100
一种飞行器进气道内压试验方法 预览
1
作者 陆林 弓云昭 《科技创新与应用》 2019年第28期135-137,共3页
以某型飞行器进气道内压试验为基础,针对该进气道内部狭长、凹凸不平的特点,采用薄壁水囊进气道内部进行加压,并采用在进气道口采用橡胶垫+端板顶推密封的方式,使得试验压力达到试验要求,试验结果证明了该试验方法有效可行,并且安全可靠... 以某型飞行器进气道内压试验为基础,针对该进气道内部狭长、凹凸不平的特点,采用薄壁水囊进气道内部进行加压,并采用在进气道口采用橡胶垫+端板顶推密封的方式,使得试验压力达到试验要求,试验结果证明了该试验方法有效可行,并且安全可靠,为后续该类飞行器进气道的设计改进提供了技术支撑,具有重要参考意义。 展开更多
关键词 高超声速进气道 内压段 冲压试验
在线阅读 下载PDF
二元曲面可调进气道流量系数精确预测方法
2
作者 李永洲 马元 张堃元 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第7期1409-1415,共7页
为了满足二元曲面可调进气道模态转换马赫数范围(来流马赫数为2.2~3.2)的流量要求,针对唇口平移、转动和转动+平移三种调节方案,基于理论分析和基准进气道的流场,提出了一种流量系数精确预测方法,并通过数值计算进行验证且获得了进气道... 为了满足二元曲面可调进气道模态转换马赫数范围(来流马赫数为2.2~3.2)的流量要求,针对唇口平移、转动和转动+平移三种调节方案,基于理论分析和基准进气道的流场,提出了一种流量系数精确预测方法,并通过数值计算进行验证且获得了进气道的总体性能。结果表明:调节后的进气道流量系数与预测值完全相等,而且无需多次试算,符合设计预期,可拓展应用于轴对称进气道。相对基准进气道,唇口前移时流量系数和压缩效率同时增加,来流马赫数为2.5时出口总压恢复系数相等而增压比增加了14.6%;在降低相同流量系数条件下,后移唇口使得增压比和压缩效率均降低,来流马赫数为2.5时出口总压恢复系数基本相等而增压比减小了12.9%,转动唇口使增压比进一步减小了9.1%,唇口后移方案性能更优。 展开更多
关键词 组合循环发动机 高超声速进气道 变几何 流量系数 精确预测 数值仿真
迎角变化引起的高超声速进气道起动迟滞现象试验研究 预览
3
作者 徐尚成 王翼 +2 位作者 苏丹 范晓樯 王振国 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2019年第3期76-82,共7页
高超声速进气道在起动过程中存在迟滞现象,起动迟滞对发动机的工作范围有重要影响。以一种 Bump/前体一体化进气道为研究对象,通过试验和数值仿真结合的方法,研究迎角变化引起的进气道起动迟滞现象。试验在国防科技大学LF-220自由射流... 高超声速进气道在起动过程中存在迟滞现象,起动迟滞对发动机的工作范围有重要影响。以一种 Bump/前体一体化进气道为研究对象,通过试验和数值仿真结合的方法,研究迎角变化引起的进气道起动迟滞现象。试验在国防科技大学LF-220自由射流风洞中进行,来流条件 Ma =5.0,采用蓄热式加热器对上游气流进行加热,稳定段总压1.59MPa,试验段静温91.67K。试验模型由底座、进气道前体前锥、进气道前体后锥和唇罩4部分组成,模型总长度285mm。采用PSI压力传感器对模型壁面压力进行测量,采样频率为100Hz。试验成功捕捉到进气道随迎角变化由不起动转化为起动的动态过程。研究表明,高超声速进气道随迎角变化存在明显的迟滞现象。试验获得进气道自起动迎角为-1.3°,而进气道自不起动迎角大于10°。在进气道自起动/自不起动过程的研究中发现,随着进气道流动状态的不同,迎角和大尺度分离区交替主导流量变化。 展开更多
关键词 高超声速进气道 迎角 迟滞现象 分离区 流量
在线阅读 下载PDF
Design method with controllable velocity direction at throat for inward-turning inlets
4
作者 Wenyou QIAO Anyuan YU +1 位作者 Wei GAO Weixing WANG 《中国航空学报:英文版》 SCIE EI CAS CSCD 2019年第6期1403-1415,共13页
In the design of a hypersonic inward-turning inlet by applying the traditional basic flowfield, a reflected shock-wave is formed in the isolator due to the continuous reflection of the cowlreflected shock wave in the ... In the design of a hypersonic inward-turning inlet by applying the traditional basic flowfield, a reflected shock-wave is formed in the isolator due to the continuous reflection of the cowlreflected shock wave in the basic flow-field, which interacts with the boundary layer to produce a considerable influence on the performance of the inlet. Here, a basic flow-field design method that can control the velocity direction at the throat section is developed, and numerical simulations are conducted to demonstrate the effectiveness of this method. The method presented in this paper can achieve the absorption of the reflected waves at the shoulder of the basic flow-field by adjusting the variation law of the center radius in the basic flow-field, and a smooth transition between the compression surface and the isolator can also be produced. The Mach number and total pressure recovery coefficient of the inlet designed according to this method are 3.00 and 0.657, respectively, at design point(the incoming flow Mach number Ma1= 6.0). The results show that with this method, the inlet can efficiently weaken both the reflection of the shock wave and the interaction between the boundary layer and the reflected shock waves, which improves the aerodynamic performance of the inlet. 展开更多
关键词 HYPERSONIC Inverse design Inward-turning INLET Method of characteristic Shock wave
高超声速进气道曲面压缩技术综述 被引量:1
5
作者 张堃元 《推进技术》 CSCD 北大核心 2018年第10期2227-2235,共9页
高超声速曲面压缩系统能够同时利用弯曲激波和等熵波压缩来流,具有良好的综合性能,本文简要回顾了相关研究取得的成果,分析了这种新型压缩方式的流动特征,总结了基于曲面压缩概念提出的多种流场设计方法,重点介绍了其中根据出口截面或... 高超声速曲面压缩系统能够同时利用弯曲激波和等熵波压缩来流,具有良好的综合性能,本文简要回顾了相关研究取得的成果,分析了这种新型压缩方式的流动特征,总结了基于曲面压缩概念提出的多种流场设计方法,重点介绍了其中根据出口截面或壁面上气动参数实现的流场反设计以及在高超声速进气道设计中的应用研究,同时指出了三维流场的反设计、粘性条件下的反设计等有待深入研究的问题。 展开更多
关键词 高超声速进气道 反设计 曲面压缩系统 弯曲激波压缩系统 变几何进气道 综述
乘波前体三维内转进气道气动融合设计
6
作者 李怡庆 施崇广 +1 位作者 朱呈祥 尤延铖 《推进技术》 CSCD 北大核心 2018年第10期2320-2328,共9页
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... 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%。 展开更多
关键词 乘波前体 三维内转进气道 基本流场 斜激波 高超声速进气道
基于激波形状控制的高超声速轴对称进气道设计 预览
7
作者 程林 《应用能源技术》 2018年第9期7-8,共2页
文中主要针对基于二次流控制的高超声速轴对称可调进气道,给出了其具体的流道实现方案,完成了进气道设计工作。而后通过全流道仿真分析,检验了该可调进气道在非设计点的工作情况,获得了其工作特性,仿真说明文中设计的进气道具有良好的... 文中主要针对基于二次流控制的高超声速轴对称可调进气道,给出了其具体的流道实现方案,完成了进气道设计工作。而后通过全流道仿真分析,检验了该可调进气道在非设计点的工作情况,获得了其工作特性,仿真说明文中设计的进气道具有良好的工作性能。 展开更多
关键词 高超声速 进气道 可调 二次流 激波控制
在线阅读 下载PDF
激波风洞流场建立过程对进气道流动的影响 被引量:1
8
作者 李祝飞 杨基明 《推进技术》 CSCD 北大核心 2018年第3期676-684,共9页
由于激波风洞喷管起动与进气道起动相"耦合"的流动过程复杂,喷管起动过程中的波系结构对进气道脉冲起动过程的影响规律难以准确把握。本文从简化问题的研究思路出发,将激波风洞喷管流动与进气道流动进行一定程度的"解耦",以揭示喷... 由于激波风洞喷管起动与进气道起动相"耦合"的流动过程复杂,喷管起动过程中的波系结构对进气道脉冲起动过程的影响规律难以准确把握。本文从简化问题的研究思路出发,将激波风洞喷管流动与进气道流动进行一定程度的"解耦",以揭示喷管起动波系各组成部分对进气道脉冲起动过程的影响机制。"解耦"方法先采用准一维变截面非定常流动模拟激波风洞喷管的起动过程;然后,将喷管出口参数作为来流条件,对二元进气道的脉冲起动过程进行非定常粘性数值模拟。采用"解耦"方法考察了初始压强对喷管起动波系以及进气道脉冲起动的影响,并与不考虑喷管起动过程,在进气道入口设置初始间断面的模拟方法进行了比较。结果表明,喷管起动波系中的非定常膨胀波和二次激波是影响进气道脉冲起动的主要因素。在初始压强较低时,采用在进气道入口设置初始间断面的方法,可以快速评估进气道的脉冲起动能力;而当初始压强较高时,采用本文的"解耦"方法模拟,能够得到更为可靠的脉冲起动能力。 展开更多
关键词 高超声速进气道 脉冲起动 激波风洞 喷管起动 初始间断面
高超声速进气道的裂解碳氢燃料提前喷注研究 被引量:1
9
作者 朱呈祥 黄雨柔 +1 位作者 陈荣钱 尤延铖 《推进技术》 CSCD 北大核心 2018年第1期196-202,共7页
高超声速进气道的裂解碳氢燃料提前喷注一方面可以显著增加燃料的有效掺混长度,另一方面也可以实现对进气道激波和流场的控制。以替代裂解碳氢燃料C_(12)H_(24)为喷注气体,采用数值工具模拟高超声速二元进气道在飞行高度为26km时的... 高超声速进气道的裂解碳氢燃料提前喷注一方面可以显著增加燃料的有效掺混长度,另一方面也可以实现对进气道激波和流场的控制。以替代裂解碳氢燃料C_(12)H_(24)为喷注气体,采用数值工具模拟高超声速二元进气道在飞行高度为26km时的工作状态,开展了马赫5设计状态无燃料喷注和马赫6超额定状态带燃料喷注的两类流场分析,重点研究燃料对波系的控制和燃料的自身掺混。通过调节五喷嘴的燃料喷注压力发现,按照马赫5设计的高超声速进气道在马赫6时同样可以实现完全激波贴口,燃料在进气道内通过多重外压缩激波作用也实现了与空气的完全掺混。同时,冷壁温条件下进气道内仅出现少量近壁燃烧,CO_2产物的质量百分比仅在10~(-7)量级,进气道出口的总压恢复系数相较无化学反应时下降2.5%,但仍维持在0.5左右。还对比了五喷嘴、三喷嘴、五喷嘴后移和90°单喷嘴结构下进气道流场以及掺混效率的区别,结果表明,五喷嘴结构的进气道燃料喷注可以实现4倍喷注压力下的激波封口和快速完全掺混,而三喷嘴、后移五喷嘴和单喷嘴结构分别需要5倍、5倍、6.6倍来流静压实现进气道马赫6的激波贴口。 展开更多
关键词 高超声速进气道 裂解碳氢燃料 激波系控制 掺混效率
合成射流对高超声速进气道起动特性影响数值模拟研究 预览
10
作者 王俊伟 夏智勋 +2 位作者 罗振兵 邓雄 杨升科 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第4期613-619,共7页
通过数值模拟研究合成射流作用于高超声速进气道内部流场,分析其对进气道起动性能的影响及进气道工作过程中对合成射流激励器本身的影响。结果表明:合成射流能够改善进气道的起动性能,其控制机理是合成射流阻碍内压缩段后部与隔离段前... 通过数值模拟研究合成射流作用于高超声速进气道内部流场,分析其对进气道起动性能的影响及进气道工作过程中对合成射流激励器本身的影响。结果表明:合成射流能够改善进气道的起动性能,其控制机理是合成射流阻碍内压缩段后部与隔离段前部两处分离边界层的连合,无法快速形成大的分离泡进而改善进气道起动性能;进气道工作过程中压力变化剧烈导致合成射流激励器膜片单向受载过大是激励器实际应用于超声速/高超声速流动控制急需解决的问题。 展开更多
关键词 合成射流 高超声速进气道 边界层分离 隔离段
在线阅读 免费下载
前体涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡流动的影响实验 预览 被引量:2
11
作者 高文智 李祝飞 +1 位作者 曾亿山 杨基明 《力学学报》 CSCD 北大核心 2018年第2期209-220,共12页
激波振荡是高超声速进气道不起动过程中常见的流动现象,会显著降低进气道气流捕获与压缩效率、产生剧烈的非定常气动力载荷而危害飞行器安全.从激波振荡的控制出发,实验研究了前体转捩带位置的涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡... 激波振荡是高超声速进气道不起动过程中常见的流动现象,会显著降低进气道气流捕获与压缩效率、产生剧烈的非定常气动力载荷而危害飞行器安全.从激波振荡的控制出发,实验研究了前体转捩带位置的涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡流动的影响.分别在起动和激波振荡两种进气道流态下,选择无、0.5mm与1mm高度涡发生器工况进行对比研究.并采用高速纹影与壁面动态测压同步记录非定常流动特征.结果表明,1mm高度内的涡发生器对起动状态的进气道主流流场结构、壁面压强分布影响不显著.但对于激波振荡流动,涡发生器会明显缩小外压缩面分离区运动范围,缩短振荡周期,提升振荡周期内壁面压强的时均值.涡发生器的影响程度随其高度的增大而增强,其中振荡周期从无涡发生器的4 ms缩短到1mm高度涡发生器的3.13 ms.此外,0.5mm高度涡发生器会使得进气道内部测点的压强振荡幅值整体下降,相比无涡发生器工况的下降幅度可达23%.流场结构与壁面压强信号的分析表明,涡流发生器主要通过其产生的流向涡影响激波振荡流动,包含流向涡对下游边界层的扰动以及流向涡与分离区的相互干扰. 展开更多
关键词 激波振荡 高超声速进气道 涡发生器 非定常分离流 激波风洞
在线阅读 下载PDF
壁面粗糙度对高超声速进气道气动性能的影响
12
作者 张锦昇 袁化成 +1 位作者 卢杰 黄国平 《推进技术》 CSCD 北大核心 2018年第8期1761-1770,共10页
为探究壁面粗糙度对于高超声速进气道气动性能的影响,采用经过校验的数值仿真和理论分析相结合的方法进行研究。结果显示:同一飞行马赫数下,随着壁面粗糙度的增加,进气道的流量系数、总压恢复系数和出口马赫数逐渐降低,而静压比、压差... 为探究壁面粗糙度对于高超声速进气道气动性能的影响,采用经过校验的数值仿真和理论分析相结合的方法进行研究。结果显示:同一飞行马赫数下,随着壁面粗糙度的增加,进气道的流量系数、总压恢复系数和出口马赫数逐渐降低,而静压比、压差阻力系数、摩擦阻力系数以及起动马赫数则逐渐增大;不同飞行马赫数/不同钝化半径下,进气道性能参数随壁面粗糙度的变化规律相似,均表现出较好的拟合规律,据此获得的拟合公式及光滑壁面进气道的气动性能可预估不同壁面粗糙度下进气道的气动性能;就本文研究的进气道而言,当壁面相对粗糙度从0增加至0.625%时,进气道起动马赫数从4.25增加至4.85。壁面粗糙度增加,导致进气道沿程附面层增厚是进气道气动性能参数出现上述变化规律的主要原因。 展开更多
关键词 高超声速进气道 壁面粗糙度 气动特性 起动特性 数值仿真
多场耦合效应对高超声速进气道入口参数影响 被引量:1
13
作者 代光月 贾洪印 +2 位作者 曾磊 刘磊 邱波 《推进技术》 CSCD 北大核心 2018年第6期1267-1274,共8页
为了研究多场耦合效应对高超声速进气道入口参数的影响,采用自主开发的热环境/热响应耦合计算分析平台FL-CAPTER,对吸气式高超声速进气道前体进行了数值仿真研究。介绍了采用的多物理场耦合分析策略及不同物理场求解方法,通过圆管和两... 为了研究多场耦合效应对高超声速进气道入口参数的影响,采用自主开发的热环境/热响应耦合计算分析平台FL-CAPTER,对吸气式高超声速进气道前体进行了数值仿真研究。介绍了采用的多物理场耦合分析策略及不同物理场求解方法,通过圆管和两级压缩楔外形,初步验证了多场耦合分析方法的可靠性。以此为基础,研究了进气道前体在长时间巡航飞行条件下的结构温升情况和宏观变形量,分析了进气道结构变形对入口参数的影响。结果表明:进气道前体迎风区域和背风区域不均匀的温度分布引起热应力变化,进气道前体压缩面在多场耦合效应作用下上翘约20mm,考虑变形影响后,进气道偏离设计状态,激波边界层干扰效应增强,喉道附近的分离区域有所增大,进气道入口的质量流量增加约4.2%,喉道平均马赫数降低,静压升高,总压恢复系数降低。 展开更多
关键词 多场耦合 高超声速进气道 气动热 热响应 变形 入口参数
基于γ-Reθ转捩模型的高超声速复杂构型转捩模拟 预览
14
作者 易淼荣 赵慧勇 乐嘉陵 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2018年第4期1-11,共11页
在大规模并行可压缩Navier-Stokes求解器AHL3D框架上,搭建了γ-Reθ转捩模型。在该模型基础上,通过高超声速二维进气道构型算例,加入了可压缩性修正,使其能够模拟可压缩性对转捩位置的影响,同时通过修改分离诱导转捩关键参数,增加了模... 在大规模并行可压缩Navier-Stokes求解器AHL3D框架上,搭建了γ-Reθ转捩模型。在该模型基础上,通过高超声速二维进气道构型算例,加入了可压缩性修正,使其能够模拟可压缩性对转捩位置的影响,同时通过修改分离诱导转捩关键参数,增加了模型对粗糙颗粒诱导强制转捩的敏感性,最后对耦合关系式也进行了适当的修改。为了验证修改后的模型对高超声速自然转捩和强制转捩的预测能力,对Ma7.4Ames全尺寸模型和单个粗糙颗粒诱导Ma6的平板转捩进行了模拟。结果表明:与原始模型相比,修改后的模型的转捩位置被大大推迟,并且粗糙颗粒诱导转捩的作用被加强,与实验结果吻合良好。采用此模型对X-51A的20%缩比进气道模型在普渡大学Ma6静音风洞中的试验状态进行了模拟,模型不仅能够反映来流湍流度对转捩的影响,也能反映转捩带对转捩的促进作用。结果显示修改的转捩模型在高超声速复杂构型的转捩预测及研究中具有很好的应用潜力。 展开更多
关键词 转捩模型 边界层 高超声速进气道 强制转捩
在线阅读 下载PDF
Relief和SVMRFE在高超声速进气道不起动预测中的应用 预览
15
作者 刘欢 黄俊 +2 位作者 张勇 刘志勤 王耀彬 《计算机测量与控制》 2018年第4期183-186,190共5页
高超声速进气道不起动预测研究中主要包括确定压力传感器位置和建立起动/不起动分类面,属于机器学习中特征选择问题和分类问题,而常用特征选择算法(基于支持向量机的递归特征消除SVM-RFE)单一并且耗时较长;为解决该问题寻找较优的特征... 高超声速进气道不起动预测研究中主要包括确定压力传感器位置和建立起动/不起动分类面,属于机器学习中特征选择问题和分类问题,而常用特征选择算法(基于支持向量机的递归特征消除SVM-RFE)单一并且耗时较长;为解决该问题寻找较优的特征选择算法,建立一个高超声速二元进气道/隔离段模型,通过数值模拟获得内流道上表面压力数据样本;利用Relief和SVMRFE组合式算法Relief-Corre方法,Relief-SVMRFE方法,Relief-PSO-SVMRFE方法进行特征选择;支持向量机SVM训练分类面;最后得出Relief-SVMRFE方法性能最优,运行效率比SVMRFE提高了约3倍,准确率比其他基于Relief组合方法高;获得最优特征的分类面具有较高的泛化性与鲁棒性,证明该分类面的有效性。 展开更多
关键词 高超声速进气道 数值模拟 特征选择 RELIEF 支持向量机的递归特征消除
在线阅读 下载PDF
Effects of trips on the oscillatory flow of an axisymmetric hypersonic inlet with downstream throttle
16
作者 Wenzhi GAO Zhufei LI +1 位作者 Jiming YANG Yishan ZENG 《中国航空学报:英文版》 SCIE EI CAS CSCD 2018年第2期225-236,共12页
试验性的调查在 axisymmetric 上被进行在摆动的流动上评估旅行的效果的极超音速的入口。模型出口与固定的块被扼杀在一条常规风隧道和一条吃惊隧道在 6 的一个 freestream 马赫数字产生摆动的流动。Schlieren 成像和压力大小被采用记... 试验性的调查在 axisymmetric 上被进行在摆动的流动上评估旅行的效果的极超音速的入口。模型出口与固定的块被扼杀在一条常规风隧道和一条吃惊隧道在 6 的一个 freestream 马赫数字产生摆动的流动。Schlieren 成像和压力大小被采用记录不稳定的流动特征。结果显示有 1mm 厚度的旅行显著地压制外部分离,弄短摆动的周期,并且修改压力大小。旅行能下游地从鼻子区域把分开的震动的在上游的运动范围归结为地点向轴的方向 142mm。摆动的周期在二台设备从 3.75ms 被弄短到 3.25ms 并且从 4ms 到 3.13ms。犯错的盒子通常 untripped 盒子,增长是直到乘为在吃惊隧道的最远的下游的变换器的 freestream 静电干扰压力的 21 比那些展出更高的压力大小。旅行的效果与 streamwise 旋涡在有关弄醒流动,在外部分离之间的相互作用在修改分开的流动模式并且提高船身前半部边界层的支撑到 backpressure。引起摆动的频率和压力大小的增长的流动过程被分析,当统治这些过程的流动机制仍然需要以后被澄清时。 展开更多
关键词 流动模式 超音速 摆动 旅行 入口 运动范围 静电干扰 相互作用
修型对高超声速前体/进气道性能的影响分析 预览
17
作者 刘济民 沈伋 +1 位作者 常斌 尹大伟 《航空计算技术》 2018年第3期41-44,49共5页
采用圆弧形曲面对常规二元高超声速前体/进气道上壁面肩点处进行局部修型。对修型后的前体/进气道进行了数值分析,研究了不同半径和不同长度的弧形过渡曲面对前体/进气道性能的影响。计算结果表明:采用弧形过渡可以提高设计点下前体/... 采用圆弧形曲面对常规二元高超声速前体/进气道上壁面肩点处进行局部修型。对修型后的前体/进气道进行了数值分析,研究了不同半径和不同长度的弧形过渡曲面对前体/进气道性能的影响。计算结果表明:采用弧形过渡可以提高设计点下前体/进气道的压缩效率,但流量系数却略有下降。在非设计马赫数状态下,修型前后前体/进气道的性能差异与设计点基本相当;在小的正迎角以及负迎角状态下,修型后前体/进气道的总压恢复系数高于原模型,总体性能明显优于原模型。分析表明弧形曲面过渡可以部分提高前体/进气道的设计点和非设计点性能。研究结果对超燃冲压发动机的总体设计和高超声速飞行器的轨迹优化具有一定参考价值。 展开更多
关键词 高超声速 超燃冲压发动机 前体/进气道 曲面压缩 数值模拟
在线阅读 免费下载
涡发生器对高超声速轴对称进气道外部流动的影响 预览
18
作者 高文智 曹绕 +2 位作者 李祝飞 曾亿山 杨基明 《气体物理》 2018年第6期51-62,共12页
采用三维CFD黏性模拟考察涡发生器对高超声速轴对称进气道外部流动的影响.针对前缘钝化半径0.8mm和3.2mm的轴对称进气道外部流场,以涡发生器高度与当地位移边界层厚度比值为影响参数,考察流场结构与性能参数的影响规律.结果表明,涡发生... 采用三维CFD黏性模拟考察涡发生器对高超声速轴对称进气道外部流动的影响.针对前缘钝化半径0.8mm和3.2mm的轴对称进气道外部流场,以涡发生器高度与当地位移边界层厚度比值为影响参数,考察流场结构与性能参数的影响规律.结果表明,涡发生器产生的干扰波系使得前缘激波向外偏移,下游近壁面流动与主流区出现明显的交换,下游流动出现明显的展向非均匀性.涡发生器对流动的影响沿流向逐渐减弱.在气流压缩性能方面,涡发生器下游压比、动压比沿流向开始增大,随后逐渐恢复到无涡发生器工况;Mach数、总压恢复系数开始降低,随后逐渐向无涡发生器工况趋近.涡发生器高度与当地位移边界层厚度的比值h可作为衡量其影响的重要参数.当h≤1.5时,进气道流场结构、性能参数的变化几乎可忽略,h≤3.0时进气道入口处性能参数几乎能够恢复到无涡发生器工况. 展开更多
关键词 涡发生器 高超声速进气道 流动控制 数值模拟 流动特性
在线阅读 免费下载
一种正向乘波前体设计方法初步研究 预览
19
作者 万能 袁化成 王颖昕 《固体火箭技术》 CSCD 北大核心 2017年第4期506-510,516共6页
以定楔角乘波体设计方法为基础,研究了影响高超/超声速乘波体“乘波”的主要因素,给出了前体前缘实际气流压缩角的确定方法及影响因素,可知在相同的来流马赫数和压缩角δ下,随着前缘角θ和气流与前缘夹角α的增加,实际气流偏转角γ减小... 以定楔角乘波体设计方法为基础,研究了影响高超/超声速乘波体“乘波”的主要因素,给出了前体前缘实际气流压缩角的确定方法及影响因素,可知在相同的来流马赫数和压缩角δ下,随着前缘角θ和气流与前缘夹角α的增加,实际气流偏转角γ减小。据此,基于幂函数进气道前体构形,给出了前缘激波不脱体的限制条件及具体的判定方法,分析了乘波体典型几何特征参数对前缘激波不脱体的影响规律,结果显示在相同的来流马赫数和压缩角度下,增大前缘形状因子n,减小前体的长宽比L/W及增大前缘角均有利于激波不脱体。根据给出的前体几何参数对前缘激波脱体的影响规律曲线,对一种“前体几何外形构造+前缘激波附体条件限制”的正向前体乘波器工程设计方法进行了研究,给出了具体设计流程,并进行了初步的数值仿真验证,表明通过该方法设计的乘波前体流动特征与预期的结果吻合,说明文中所给出的激波附体条件及影响规律是可信的,乘波前体设计方法是可行的。 展开更多
关键词 高超声速推进系统 高超声速进气道 乘波前体 激波附体 设计方法 数值仿真
在线阅读 下载PDF
基于Busemann压升规律的可控消波内转基准流场设计 被引量:2
20
作者 何家祥 金东海 《航空动力学报》 CSCD 北大核心 2017年第5期1168-1175,共8页
通过将经典Busemann设计方法和特征线反设计方法相结合,实现了对基准Busemann流场的气动截短,构建了一种具有基准Busemann流场截短压升规律的可控消波内转基准流场.通过数值模拟对可控消波内转基准流场及其追踪得到的"糖勺"型进气道... 通过将经典Busemann设计方法和特征线反设计方法相结合,实现了对基准Busemann流场的气动截短,构建了一种具有基准Busemann流场截短压升规律的可控消波内转基准流场.通过数值模拟对可控消波内转基准流场及其追踪得到的"糖勺"型进气道进行了无黏验证分析.结果表明:特征线和CFD计算结果相吻合,可控消波内转基准流场设计合理可行.该基准流场继承了Busemann设计方法的高效压缩特性,且反射激波得到有效控制,基本实现消波,性能优于传统的截短Busemann流场.在设计点马赫数为7条件下,喉部截面参数均匀,增压比为18.32,总压恢复系数为0.878,压缩效率为0.936,隔离段内几乎无损失,出口气流匀直,气流角均在±0.4°以内.流线追踪得到的"糖勺"型进气道出口形状更加饱满,流动特征与可控消波内转基准流场基本一致. 展开更多
关键词 高超声速 BUSEMANN进气道 内转进气道 基准流场 反设计 特征线
上一页 1 2 14 下一页 到第
使用帮助 返回顶部 意见反馈