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题名给定前缘线平面形状的密切锥乘波体设计方法
被引量：4
- 1
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作者
刘传振
白鹏
王骥飞
刘强
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机构
中国航天空气动力技术研究院
西北工业大学航空学院
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出处
《力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2019年第4期991-997,共7页
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基金
国家自然科学基金资助项目(11672281)
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文摘
乘波体因其高超声速阶段的高升阻比性能成为目前研究的热点,但其本身的诸多性能缺陷限制了其在工程中的实际应用.密切锥乘波体设计是目前应用较广的乘波体外形设计方法,具有较高的灵活性和生成效率.本文以弥补乘波体性能缺陷,提高乘波体设计灵活性为目的,拓展了密切锥乘波体设计方法,推导设计方法中激波出口型线、流线追踪起始线与平面形状轮廓线之间的几何关系,并使用一个微分方程组给出了具体的数学表达,奠定了定平面形状乘波体设计的理论基础.通过介绍此微分方程组的数值求解过程,并分析应用此关系的注意事项,本文提出了给定前缘线平面形状的密切锥乘波体设计方法.根据此设计几何关系,以渐变前缘、弯曲前缘和双后掠等为例生成定平面形状乘波体外形,结合计算流体力学方法分析这几类外形的流场,通过流场分布与设计曲线的比较,说明通过此方法设计得到的乘波体外形保持了高超声速状态的乘波特性,并可以方便的控制平面形状,为提高乘波体的设计灵活性、改善性能缺陷提供了新的途径.
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关键词
密切锥
乘波体
几何关系
定平面
渐变前缘
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Keywords
osculating-cone
waverider
geometric relationships
planform-controllable
gradually varied leading
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分类号
V211.5
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名密切内锥乘波前体进气道一体化设计和性能分析
被引量：30
- 2
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作者
贺旭照
周正
倪鸿礼
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机构
中国空气动力研究与发展中心吸气式高超声速技术研究中心
中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力学研究所/高超声速冲压发动机技术重点实验室
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2012年第4期510-515,共6页
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基金
国家自然基金项目(90916012)
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文摘
采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone,OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(Os-culating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)一体化设计技术。基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道。采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合。粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀。
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关键词
超声速进气道
乘波前体
一体化设计
密切内锥
流线追踪
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Keywords
Supersonic inlet
Wave rider forebody
Intergrated design
Osculating inward turning cone
Streamlinetracing
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分类号
V235.113
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名密切曲内锥乘波前体进气道低马赫数性能试验研究
被引量：8
- 3
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作者
周正
贺旭照
卫锋
乐嘉陵
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机构
中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力学研究所/高超声速冲压发动机技术重点试验室
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016年第8期1455-1460,共6页
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基金
国家自然科学基金资助项目(51376192
91216303)
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文摘
基于密切曲内锥乘波前体进气道的一体化设计方法,生成了内外流匹配的一体化三维乘波前体进气道理论构型。在几何约束条件下,完成了实用化构型设计,其总收缩比4.6,内收缩比2.0。开展了来流马赫数3.0,3.5,4.0条件下的风洞试验研究。试验研究结果表明,一体化前体进气道可以在来流马赫数3.5及以上自起动;在马赫3.5和4.0,攻角0°时,其流量捕获系数分别为0.65和0.73,最大抗反压性能分别为26倍和38倍的来流压力。本文的试验研究结果,证实了设计的一体化密切内锥乘波前体进气道能够在吸气式高超声速飞行器的低马赫数端正常工作,并具备较高的流量捕获系数。
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关键词
乘波体
进气道
一体化
密切内锥
风洞试验
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Keywords
Waverider
Inlet
Integration
Osculating inward cone
Wind tunnel experiment
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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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题名密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究
被引量：8
- 4
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作者
贺旭照
周正
毛鹏飞
乐嘉陵
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机构
中国空气动力研究与发展中心高超声速冲压发动机技术重点实验室
中国空气动力研究与发展中心吸气式高超声速技术研究中心
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出处
《实验流体力学》
CAS
CSCD
北大核心
2014年第3期39-44,共6页
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基金
国家自然科学基金(91216303
51376192)
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文摘
介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道（Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet，OICWI）的一体化设计方法，对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析，针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计状态无粘模拟结果一致，设计状态下的计算结果表明，前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率。试验研究结果表明，改型一体化前体进气道在马赫数5～7条件下顺利启动，流场波系及压力分布同数值分析结果吻合。
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关键词
乘波体
进气道
一体化设计
密切内锥
流线追踪
试验研究
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Keywords
waverider
inlet
integration design
osculating inward turning cone
streamline tracing
experimental study
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分类号
V235.113
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名密切内锥乘波体设计方法和性能分析
被引量：23
- 5
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作者
贺旭照
倪鸿礼
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机构
中国空气动力研究与发展中心
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出处
《力学学报》
EI
CSCD
北大核心
2011年第5期803-808,共6页
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基金
国家自然科学基金资助项目(90916012)~~
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文摘
发展了密切内锥乘波体的设计方法.密切内锥乘波体采用ICFA(internal conical flow A)流动作为基准流场,在定义乘波体出口激波型线(inlet capture curve,ICC)和前缘型线(front capture tube,FCT)后,采用密切轴对称技术及流线追踪技术,设计生成密切内锥乘波体.采用数值方法对设计的密切内锥乘波体在设计状态下进行了模拟,将理论设计结果和数值模拟结果进行了对比验证,数值模拟和理论设计结果一致吻合.
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关键词
乘波体
密切方法
密切内锥
流线追踪
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Keywords
waverider, osculating methods, osculating inward turning cone, streamline tracing
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分类号
V235.213
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名基于密切曲锥的乘波构型一体化飞行器设计方法研究
被引量：12
- 6
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作者
吴颖川
贺元元
贺伟
乐嘉陵
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机构
中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2014年第1期8-13,共6页
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基金
国家自然科学基金资助项目(90916012)
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文摘
描述了基于密切曲锥的乘波构型一体化飞行器设计方法。其特点是采用曲面乘波压缩前体,前体进气道压缩面基准流场由激波和等熵压缩波轴对称流场组成,三维乘波面采用密切曲锥方法由前缘线各点流线跟踪拟合构成流面;前体上表面由变半径轴对称特征线法生成基准流场并流线跟踪构成流面;尾喷管根据发动机燃烧室出口参数构造特征线流场并流线跟踪得到膨胀型面。快速的分析工具采用工程计算、一维燃烧室计算与经验公式相结合的方法对飞行器性能进行初步评估。所设计的三米量级一体化模型飞行器通过数值计算和风洞试验对性能进行了验证,结果表明,飞行器在设计状态基本达到设计要求,发动机正常点火工作,飞行器得到正推力,采用的气动性能快速分析估算方法对气动力的预测较为准确。
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关键词
高超声速飞行器
一体化设计
密切曲锥
流线跟踪
乘波体
性能验证
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Keywords
hypersonic vehicle integrated design osculating curved cone streamline tracing waverider performance validation
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分类号
V475.2
[航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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题名乘波依赖区
- 7
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作者
孟旭飞
白鹏
刘建霞
陈立立
刘传振
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机构
中国航天空气动力技术研究院
中国空气动力研究与发展中心
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出处
《力学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2024年第6期1644-1654,共11页
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基金
国家自然科学基金资助项目(U22B20133和12272366)。
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文摘
在应用乘波体设计气动布局时,一般默认乘波面不可修改,这带来了例如下表面修形困难、容积不可调等问题.文章提出乘波依赖区的概念,即决定乘波体主激波的物面区域,借助特征线理论,确定无黏轴对称超声速流场中激波依赖的流场区域,将此部分区域流场作为基准流场,追踪流线生成相应的乘波曲面即为乘波依赖区.根据斜激波理论初步分析了影响乘波依赖区大小的因素,并使用计算流体力学技术对保留不同乘波面范围的测试外形进行了验证,分析后缘截面及对称面流场激波结构及升阻力特性和纵向稳定性.结果表明,仅保留乘波依赖区即可维持主要的激波形状,使得激波附着于测试外形前缘,保持良好的乘波特性.乘波依赖区力图在不破坏乘波效应的基础上,确定乘波体的哪些区域可以修改,对乘波体扩容、减阻、宽速域设计和进气道安装布置具有一定参考意义.
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关键词
乘波体
密切锥
激波
依赖区
特征线
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Keywords
waverider
osculating-cone
shock wave
dependent area
characteristics
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分类号
V221.5
[航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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