加速型高超飞行器变几何进气道设计分析 被引量：5

1

作者 陈兵 谷良贤 龚春林 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第4期431-436,共6页

针对适用于加速型宽速域高超声速飞行器的变几何进气道进行了设计，采用了可动唇口和可变压缩面，为了几何实现简单，采用分级可调方式，在Ma≈4进行几何调节。这种结构保证了飞行器在低速段的正常起动和流量系数，同时也保证了飞行器... 针对适用于加速型宽速域高超声速飞行器的变几何进气道进行了设计，采用了可动唇口和可变压缩面，为了几何实现简单，采用分级可调方式，在Ma≈4进行几何调节。这种结构保证了飞行器在低速段的正常起动和流量系数，同时也保证了飞行器在高速条件下的压缩性能，能保证在Ma=2．5-8之间进气道的正常高效工作。对该进气道进行了性能计算，计算结果显示了适用于低马赫数的进气道构型无法满足高马赫数条件下的压缩性，而适用于高马赫数条件的进气道构型低马赫数下的起动问题严重，流量系数较低。因此，对于速域较宽的吸气式飞行器，固定结构进气道很难满足任务需求，采用变结构进气道是一种趋势。 展开更多

关键词 加速型 高超飞行器 变几何进气道

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马赫数1.5～4.5的曲面轴对称变几何进气道设计 被引量：3

2

作者 李永洲 李光熙 +1 位作者 刘晓伟 马元 《火箭推进》 CAS 2018年第4期30-35,共6页

针对空气涡轮火箭冲压发动机马赫数1.5~4.5工作范围的设计要求,提出了一种唇口平移的曲面轴对称进气道变几何方案及其新型调节机构,并通过数值仿真方法对其总体性能和流动特性进行研究。结果表明:采用曲面压缩的轴对称变几何进气道总体... 针对空气涡轮火箭冲压发动机马赫数1.5~4.5工作范围的设计要求,提出了一种唇口平移的曲面轴对称进气道变几何方案及其新型调节机构,并通过数值仿真方法对其总体性能和流动特性进行研究。结果表明:采用曲面压缩的轴对称变几何进气道总体性能较高,尤其是流量捕获能力良好,可以满足整个工作范围的需求。此外,新型调节机构简单可行,利于工程实现。 展开更多

关键词 组合发动机 变几何进气道 调节机构 马赫数分布 弯曲激波

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一种组合循环发动机变几何进气道方案

3

作者 刘晓伟 石磊 +1 位作者 刘佩进 何国强 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第6期746-750,共5页

用于空天往返的组合循环发动机工作马赫数范围宽．为此提出了一种采用双通道调节的变几何进气道设计方案：用一道隔板将进气道内压段分为上下2个通道，低马赫数时，上下2个通道同时进气，高马赫数时，通过旋转外压段最后一道压缩面关闭... 用于空天往返的组合循环发动机工作马赫数范围宽．为此提出了一种采用双通道调节的变几何进气道设计方案：用一道隔板将进气道内压段分为上下2个通道，低马赫数时，上下2个通道同时进气，高马赫数时，通过旋转外压段最后一道压缩面关闭下通道后，仅上通道进气，从而实现进气道压缩角和收缩比的大范围调节。研究表明，该变几何进气道在Ma=2．2—7．0范围内具有较高的总压恢复系数，尤其是具有很高的流量系数，且大部分区间出口马赫数合适，该变几何进气道方案调节过程简单、可靠，容易实现。 展开更多

关键词 组合循环发动机 变几何进气道 数值模拟

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宽马赫数变几何进气道性能快速计算方法 被引量：1

4

作者 徐珊珊 金玉华 +1 位作者 张庆兵 邵明玉 《现代防御技术》 北大核心 2017年第2期74-79,92,共7页

提出一种适用于初步设计的宽马赫数变几何超声速进气道性能快速计算方法,无需计算流场各点参数即可快速获得捕获流量系数φ和临界总压恢复系数σ。利用激波与进气道的几何关系判断起动;采用虚拟喉道假设计算第一道内压膨胀波;采用一组激... 提出一种适用于初步设计的宽马赫数变几何超声速进气道性能快速计算方法,无需计算流场各点参数即可快速获得捕获流量系数φ和临界总压恢复系数σ。利用激波与进气道的几何关系判断起动;采用虚拟喉道假设计算第一道内压膨胀波;采用一组激波-膨胀波模拟喉道内复杂波系。为检验方法正确性,计算结果与无粘CFD结果进行了比对。φ相对误差在5%以内,随马赫数减小、攻角或楔板折角增大而增大;σ最大相对误差为4%,随马赫数、攻角、楔板折角增大而增大。 展开更多

关键词 变几何进气道 超声速进气道 宽马赫数范围 快速建模方法 捕获流量系数 总压恢 复系数

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基于重叠网格的唇口移动变几何进气道数值模拟研究 被引量：1

5

作者 唐晗 郑冠男 黄程德 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第8期120-138,共19页

为研究吸气式冲压发动机变几何进气道的气动特性及流动机理,采用发展的重叠网格技术,对变几何平动方式的进气道开展了数值模拟研究。针对存在物面接触重叠网格的挖洞操作在执行时无法取得合理的插值模板问题,引入了虚拟单元赋值方法和“... 为研究吸气式冲压发动机变几何进气道的气动特性及流动机理,采用发展的重叠网格技术,对变几何平动方式的进气道开展了数值模拟研究。针对存在物面接触重叠网格的挖洞操作在执行时无法取得合理的插值模板问题,引入了虚拟单元赋值方法和“Collar”网格方法,实现了多体相交时重叠网格的计算。为了引入“Collar”型重叠网格,对其算法作了适当修改以适应本论文所建立的洞面优化方法。对平移过程中内收缩比变化对启动过程的影响进行了研究。通过迎着来流方向平移唇口,增大了进气道的内收缩比,导致内压缩段出现边界层分离,分离泡随着唇口的前移而增大,当其移出内压缩段时,原本启动的进气道进入不启动状态,而后移唇口减小了内收缩比,使分离泡减小并向下游移动,辅以边界层排移,可以改善进气道的启动性能。此外,对平移速度和振荡频率对启动过程的影响也进行了研究,进气道迟滞效应随平移速度和振荡频率增大而增大。 展开更多

关键词 冲压发动机 变几何进气道 重叠网格技术 气动特性 数值模拟

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改进Kriging模型及在宽马赫数变几何进气道的应用

6

作者 徐珊珊 金玉华 张庆兵 《现代防御技术》 2018年第1期56-62,共7页

由于参数多、计算量大,宽马赫数变几何进气道建模问题亟需精度足够高和计算速度足够快的代理模型。针对粒子群-Kriging代理模型优化步骤极易收敛到局部最优值的问题,采用带全局判据的改进量子粒子群优化方法加以代替。通过对测试函数的... 由于参数多、计算量大,宽马赫数变几何进气道建模问题亟需精度足够高和计算速度足够快的代理模型。针对粒子群-Kriging代理模型优化步骤极易收敛到局部最优值的问题,采用带全局判据的改进量子粒子群优化方法加以代替。通过对测试函数的重构,验证该代理模型精确度。结果表明,该方法速度快,精度高,且对高度非线性函数的适应性强。针对Ma=2~4的二楔板反压式变几何进气道,构建了随马赫数、攻角、唇口水平位移、二级楔板角度和位置变化带来的流量系数和临界总压恢复系数的代理模型。结果表明,该算法适应度好、模型精度高,对该问题建模具有一定应用价值。 展开更多

关键词 变几何进气道 宽马赫数 代理模型方法 流量系数 总压恢复系数 优化算法

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宽马赫数范围高超声速进气道伸缩唇口式变几何方案 被引量：31

7

作者 金志光 张堃元 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期1503-1510,共8页

针对二元高超声速进气道Ma=4～7的宽马赫数范围工作要求,探索了一种伸缩唇口式简单变几何方案,利用一维流理论对其设计方法进行了讨论,给出了一种具体的实现方案,并利用数值仿真手段对其接力点下的自起动性能及其它不同工作马赫数下的... 针对二元高超声速进气道Ma=4～7的宽马赫数范围工作要求,探索了一种伸缩唇口式简单变几何方案,利用一维流理论对其设计方法进行了讨论,给出了一种具体的实现方案,并利用数值仿真手段对其接力点下的自起动性能及其它不同工作马赫数下的性能进行了研究。结果表明:(1)所设计的伸缩唇口式变几何方案解决了宽马赫数工作范围内定几何进气道难以协调的设计矛盾,该方案能使进气道工作范围进一步拓宽至Ma=4～8(9);(2)变几何进气道能使马赫4接力点下的流量系数保持在0.7以上,这为飞行器宽马赫数范围加速提供了强有力保障;(3)与定几何进气道相比,变几何进气道高低马赫数下的总体性能均得到大幅度提高;(4)研究发现,附面层排移及排移位置对改善进气道接力点下的自起动性能有重要影响。 展开更多

关键词 超燃冲压发动机进气道 变几何进气道 伸缩唇口 数值仿真

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一种RBCC二元进气道变几何方案研究 被引量：5

8

作者 刘晓伟 何国强 刘佩进 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第4期409-413,418,共6页

对工作于引射和亚燃模态的RBCC发动机进气道来说,宽马赫数工作的要求显得尤为突出,使得二元进气道应采用变几何结构。针对内压段收缩比对二元混压式进气道性能的影响,文中开展了理论分析和数值模拟研究,并由此提出了一种将内收缩比调节... 对工作于引射和亚燃模态的RBCC发动机进气道来说,宽马赫数工作的要求显得尤为突出,使得二元进气道应采用变几何结构。针对内压段收缩比对二元混压式进气道性能的影响,文中开展了理论分析和数值模拟研究,并由此提出了一种将内收缩比调节和边界层流动控制相结合的变几何二元进气道方案。研究发现,该方案以低马赫数小范围内较少的流量损失为代价,实现了进气道起动马赫数、阻力的降低和出口总压的增加,改善了进气道的综合性能。 展开更多

关键词 RBCC发动机 二元进气道 变几何进气道 边界层流动控制 数值模拟

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内置中心支板的RBCC变几何二元进气道设计与数值模拟 被引量：4

9

作者 张浩 李光熙 +2 位作者 李江 秦飞 何国强 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第2期184-191,共8页

针对使用RBCC发动机作为第一级动力的两级入轨飞行器，提出了一种内置中心支板的可变几何二元混压式进气道方案。该进气道工作马赫数范围0—7，设计点Ma=5。通过调节唇口外罩角度以及喉部的高度，可改变进气道的几何构型。数值模拟结果... 针对使用RBCC发动机作为第一级动力的两级入轨飞行器，提出了一种内置中心支板的可变几何二元混压式进气道方案。该进气道工作马赫数范围0—7，设计点Ma=5。通过调节唇口外罩角度以及喉部的高度，可改变进气道的几何构型。数值模拟结果表明：（1）该进气道通过采取变几何和吸除措施能够在Ma=2．4下实现自起动，为引射模态向亚燃模态转级提供了必要条件；（2）采用变几何措施可显著拓宽进气道在起动状态下正常工作的马赫数范围；（3）亚燃和超燃模态典型马赫数下，进气道出口各项性能指标适中，可以满足RBCC发动机燃烧室对进口空气参数的要求；（4）通过变几何调节，还可提高进气道的抗反压能力。 展开更多

关键词 RBCC 变几何进气道 宽马赫数 数值模拟 引射模态 亚燃模态

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结合局部次流循环的变几何轴对称进气道研究 被引量：4

10

作者 程代姝 张悦 +1 位作者 高婉宁 薛雁 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第9期2003-2011,共9页

针对常规定几何轴对称进气道在低马赫数工作时流量系数低、溢流阻力大的问题,提出了一种结合局部次流循环的变几何轴对称进气道,其通过平移进气道一级锥并引入局部次流循环重构前体激波系相结合的方法,保证了进气道在较宽马赫数范围内... 针对常规定几何轴对称进气道在低马赫数工作时流量系数低、溢流阻力大的问题,提出了一种结合局部次流循环的变几何轴对称进气道,其通过平移进气道一级锥并引入局部次流循环重构前体激波系相结合的方法,保证了进气道在较宽马赫数范围内的流量捕获能力。通过仿真方法验证了这一设计概念的可行性,并与常规定几何轴对称进气道进行了性能对比。结果表明:该新概念可调轴对称进气道在低马赫数工作时具有良好的流量捕获性能,并且在整个工作范围内保持了较高的总压恢复性能。与按传统方法设计的定几何轴对称进气道相比,其流量系数和总压恢复系数在工作范围内的最大改善幅度分别达到27.45%和14.31%。此外,选择合适的非控制状态贴口马赫数对该设计概念的实现效果具有明显的影响。 展开更多

关键词 轴对称进气道 次流循环 变几何进气道 流量调节 总压恢复

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超声速进气道进发匹配安装性能快速计算方法 被引量：2

11

作者 贾琳渊 陈玉春 +1 位作者 解俊琪 蔡飞超 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第3期510-518,共9页

为了研究超声速进气道与发动机的匹配特性,改善推进系统的安装性能,结合准一维进气道流场计算方法和基于部件法的发动机总体性能仿真模型,发展了一种考虑进发匹配的超声速进气系统安装性能快速计算方法。该方法能够计算不同飞行条件和... 为了研究超声速进气道与发动机的匹配特性,改善推进系统的安装性能,结合准一维进气道流场计算方法和基于部件法的发动机总体性能仿真模型,发展了一种考虑进发匹配的超声速进气系统安装性能快速计算方法。该方法能够计算不同飞行条件和不同进气道工况下,超声速进气系统的性能和安装阻力。利用文献中的数据对本文的模型进行了校核,并以两斜一正外压式进气道为例,研究了亚声速飞行时的附加阻力和进气道的调节方法。与文献中数据对比表明,进气道总压恢复和流量系数误差小于1.4%,发动机安装推力计算结果误差小于9%。超声速进气道在亚声速巡航状态下由于发动机节流带来较大的附加阻力,而进气道调节可降低高马赫数下的溢流阻力并增加进气道的稳定裕度。 展开更多

关键词 超声速进气道 进发匹配 附加阻力 溢流阻力 变几何进气道

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高超声速进气道曲面压缩技术综述 被引量：9

12

作者 张堃元 《推进技术》 EI CAS 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

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高超声速进气道飞行器一体化设计技术的发展 被引量：8

13

作者 孟宇鹏 杨晖 满延进 《气体物理》 2021年第4期66-83,共18页

对高超声速进气道与飞行器一体化设计技术和发展进行了研究,包含轴对称压缩、二维压缩、侧压以及内压缩进气道在高超声速飞行器上的典型布局设计方案.对高超声速可调进气道类型进行了概述,基于轴对称类型调节、二元平面类型调节以及三... 对高超声速进气道与飞行器一体化设计技术和发展进行了研究,包含轴对称压缩、二维压缩、侧压以及内压缩进气道在高超声速飞行器上的典型布局设计方案.对高超声速可调进气道类型进行了概述,基于轴对称类型调节、二元平面类型调节以及三维内转调节进气道的典型案例给出了其各自的设计特点,并进一步对宽域飞行和组合动力飞行器采用的多通道可调节高超声速进气道研究进展进行了简述,最后分析了高超声速进气道设计须面对和解决的技术难题. 展开更多

关键词 高超声速 超燃冲压发动机 进气道 一体化设计 变几何进气道

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挡板对四模块可调进气道特性的影响

14

作者 李永洲 张蒙正 +1 位作者 路媛媛 南向军 《火箭推进》 CAS 2016年第2期47-52,63,共7页

针对RBCC发动机Ma=2．5～7．0宽范围工作要求，设计了顶板部分可调的四模块二元变几何进气道，并研究了挡板对其总体性能和流场结构的影响。数值计算结果表明：进气道整个工作范围内，鬯、体性能较优，特别是流量捕获能力。带挡板时进... 针对RBCC发动机Ma=2．5～7．0宽范围工作要求，设计了顶板部分可调的四模块二元变几何进气道，并研究了挡板对其总体性能和流场结构的影响。数值计算结果表明：进气道整个工作范围内，鬯、体性能较优，特别是流量捕获能力。带挡板时进气道流场基本保持了二维特征，不带挡板时『呵川具有明显的三维特征，压缩效率降低，流量系数显著下降。带挡板时进气道左／右模块性能摹本相等，不带挡板时左／右模块差别明显，与右模块相比，左模块基本保持了二维流动特征，压缩效率明显更高。 展开更多

关键词 RBCC 高超声速进气道 宽马赫数 变几何进气道

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1种宽马赫数二元超声速进气道性能快速计算方法

15

作者 刘雨 王定奇 谢旅荣 《航空发动机》 北大核心 2020年第5期34-39,共6页

为了在设计过程中快速估算二元超声速进气道性能,通过对二元超声速进气道内流场结构进行分析,基于斜激波、膨胀波公式及流量连续方程等理论提出了二元超声速进气道性能快速计算方法,并对其进行黏性修正。为验证方法的准确性,对1个工作... 为了在设计过程中快速估算二元超声速进气道性能,通过对二元超声速进气道内流场结构进行分析,基于斜激波、膨胀波公式及流量连续方程等理论提出了二元超声速进气道性能快速计算方法,并对其进行黏性修正。为验证方法的准确性,对1个工作马赫数范围为2.5~4.5,设计马赫数为3.7的定几何二元进气道进行数值仿真。结果表明:仿真结果与快速计算结果对比误差在5%以内。该方法可以用来快速计算宽马赫数二元超声速进气道的临界总压恢复系数、流量系数及喉道马赫数等性能参数;在计算进气道超临界性能时具有一定的准确性;该方法也适用于变几何二元进气道的初步选型设计及性能计算。 展开更多

关键词 二元进气道 宽马赫数 变几何进气道 快速计算方法 性能参数预测 航空发动机

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