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基于主动射流控制的二元混压式进气道起动特性研究
被引量：
8
1
作者
方传波
夏智勋
+1 位作者
胡建新
游进
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2010年第3期280-284,共5页
以N-S时均化方程为控制方程,采用SSTk-ω湍流模型对主动射流控制下的典型二元混压式超声速进气道二维定常流场进行了数值模拟和分析,验证了利用主动射流控制改善进气道起动特性的可行性,研究了不同射流流量、速度、总温对进气道起动特...
以N-S时均化方程为控制方程,采用SSTk-ω湍流模型对主动射流控制下的典型二元混压式超声速进气道二维定常流场进行了数值模拟和分析,验证了利用主动射流控制改善进气道起动特性的可行性,研究了不同射流流量、速度、总温对进气道起动特性的影响。结果表明,发现射流冲量大小是利用主动射流实现进气道迟滞回路内再起动的关键因素,当射流冲量大于某一阈值后,进气道即能实现再起动。研究还发现,采用主动射流控制技术后,进气道基本能消除迟滞回路现象。
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关键词
二元混压式进气道
起动特性
主动射流控制
迟滞回路
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职称材料
二元混压式进气道压缩段性能快速估算及优化
被引量：
1
2
作者
王宏涛
石德平
刘恒军
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018年第11期2490-2498,共9页
冲压动力导弹的进气道性能决定了导弹动力系统的优劣,因此在冲压动力导弹设计初期,有必要对二元混压式进气道超声速压缩段性能进行快速估算及优化。针对该问题,提出将进气道外形进行参数化建模,建立基于特征线及边界层理论的进气道性能...
冲压动力导弹的进气道性能决定了导弹动力系统的优劣,因此在冲压动力导弹设计初期,有必要对二元混压式进气道超声速压缩段性能进行快速估算及优化。针对该问题,提出将进气道外形进行参数化建模,建立基于特征线及边界层理论的进气道性能快速估算方法,并通过激波边界层干扰分离指标变量以及喉道流动参数二次修正,提高对进气道性能估算的精度。估算结果与CFD计算结果的对比,表明了该方法可以对设计状态下二元混压式进气道超声速压缩段阻力系数、平均总压恢复系数及流量系数进行具有较高精度的快速估算,最大误差不超过1.5%。此外该方法与遗传优化算法结合,对进气道超声速压缩段外形设计参数进行快速优化,使进气道压缩段阻力系数下降了13.8%,表明该结合方法可在冲压动力导弹设计初期阶段提高二元混压式进气道的性能。
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关键词
二元混压式进气道
超声速
压
缩段
特征线法
快速估算
优化设计
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职称材料
吸气式高超声速飞行器冷流试验设计及验证
被引量：
7
3
作者
邓帆
杜新
+1 位作者
谭慧俊
曾宪政
《北京航空航天大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2014年第10期1341-1348,共8页
对于吸气式飞行器而言,地面冷流试验是检验其进气道性能及气动特性的一项重要手段.以二元混压式进气道、机体/推进系统耦合为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的内外流一体化巡航飞行器,针对其高超声速特性开展了冷流风洞试...
对于吸气式飞行器而言,地面冷流试验是检验其进气道性能及气动特性的一项重要手段.以二元混压式进气道、机体/推进系统耦合为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的内外流一体化巡航飞行器,针对其高超声速特性开展了冷流风洞试验,来流速度范围Ma=5.0~7.0,攻角范围α=-4°~8°.测压试验结果表明,随着来流马赫数的增大,进气道的总压恢复系数下降;而流量系数先上升,在设计点达到最大值;在一定攻角范围内,进气道的总压恢复系数和流量系数提高,但当攻角增大至巡航攻角时,随着攻角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数逐渐下降.测力试验验证了数值算法的有效性,除轴向力系数以外,其余气动特性系数的发展规律及数值基本吻合,可通过修正试验值的方式外推出飞行器的气动特性数据.
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关键词
二元混压式进气道
超燃冲
压
发动机
内外流一体化设计
冷流试验
气动特性
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职称材料
题名
基于主动射流控制的二元混压式进气道起动特性研究
被引量：
8
1
作者
方传波
夏智勋
胡建新
游进
机构
国防科技大学航天与材料工程学院
出处
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2010年第3期280-284,共5页
文摘
以N-S时均化方程为控制方程,采用SSTk-ω湍流模型对主动射流控制下的典型二元混压式超声速进气道二维定常流场进行了数值模拟和分析,验证了利用主动射流控制改善进气道起动特性的可行性,研究了不同射流流量、速度、总温对进气道起动特性的影响。结果表明,发现射流冲量大小是利用主动射流实现进气道迟滞回路内再起动的关键因素,当射流冲量大于某一阈值后,进气道即能实现再起动。研究还发现,采用主动射流控制技术后,进气道基本能消除迟滞回路现象。
关键词
二元混压式进气道
起动特性
主动射流控制
迟滞回路
Keywords
two-dimensional mixed-compression supersonic inlet
starting characteristics
active injection control
hysteresis
分类号
V438 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
二元混压式进气道压缩段性能快速估算及优化
被引量：
1
2
作者
王宏涛
石德平
刘恒军
机构
北京电子工程总体研究所
中国长峰机电技术研究设计院
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018年第11期2490-2498,共9页
文摘
冲压动力导弹的进气道性能决定了导弹动力系统的优劣,因此在冲压动力导弹设计初期,有必要对二元混压式进气道超声速压缩段性能进行快速估算及优化。针对该问题,提出将进气道外形进行参数化建模,建立基于特征线及边界层理论的进气道性能快速估算方法,并通过激波边界层干扰分离指标变量以及喉道流动参数二次修正,提高对进气道性能估算的精度。估算结果与CFD计算结果的对比,表明了该方法可以对设计状态下二元混压式进气道超声速压缩段阻力系数、平均总压恢复系数及流量系数进行具有较高精度的快速估算,最大误差不超过1.5%。此外该方法与遗传优化算法结合,对进气道超声速压缩段外形设计参数进行快速优化,使进气道压缩段阻力系数下降了13.8%,表明该结合方法可在冲压动力导弹设计初期阶段提高二元混压式进气道的性能。
关键词
二元混压式进气道
超声速
压
缩段
特征线法
快速估算
优化设计
Keywords
Two-dimensional mixed compression inlet
Supersonic compression section
Method of characteristics
Rapid estimation
Optimization
分类号
V235.21 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
吸气式高超声速飞行器冷流试验设计及验证
被引量：
7
3
作者
邓帆
杜新
谭慧俊
曾宪政
机构
中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室
南京航空航天大学内流研究中心
中国航天空气动力技术研究院二所
出处
《北京航空航天大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2014年第10期1341-1348,共8页
文摘
对于吸气式飞行器而言,地面冷流试验是检验其进气道性能及气动特性的一项重要手段.以二元混压式进气道、机体/推进系统耦合为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的内外流一体化巡航飞行器,针对其高超声速特性开展了冷流风洞试验,来流速度范围Ma=5.0~7.0,攻角范围α=-4°~8°.测压试验结果表明,随着来流马赫数的增大,进气道的总压恢复系数下降;而流量系数先上升,在设计点达到最大值;在一定攻角范围内,进气道的总压恢复系数和流量系数提高,但当攻角增大至巡航攻角时,随着攻角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数逐渐下降.测力试验验证了数值算法的有效性,除轴向力系数以外,其余气动特性系数的发展规律及数值基本吻合,可通过修正试验值的方式外推出飞行器的气动特性数据.
关键词
二元混压式进气道
超燃冲
压
发动机
内外流一体化设计
冷流试验
气动特性
Keywords
two-dimensional mixed-compression inlet
scramjet engine
airframe /propulsion integrative design
cold-flow test
aerodynamics characteristics
分类号
V216 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
基于主动射流控制的二元混压式进气道起动特性研究
方传波
夏智勋
胡建新
游进
《固体火箭技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2010
8
在线阅读
下载PDF
职称材料
2
二元混压式进气道压缩段性能快速估算及优化
王宏涛
石德平
刘恒军
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018
1
在线阅读
下载PDF
职称材料
3
吸气式高超声速飞行器冷流试验设计及验证
邓帆
杜新
谭慧俊
曾宪政
《北京航空航天大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2014
7
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下载PDF
职称材料
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