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混压式超声速进气道喉道长度的设计与数值研究
1
作者
王新月
高强
王占学
《西安交通大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009年第3期106-109,共4页
为了提高定几何混压式超声速进气道的性能,对冲压发动机轴对称混压式超声速进气道进行了研究,并重点研究了喉道长度的设计及激波附面层干扰对进气道性能的影响.数值计算结果表明:在进气道总长度一定的条件下,喉道长度小于激波链长度的...
为了提高定几何混压式超声速进气道的性能,对冲压发动机轴对称混压式超声速进气道进行了研究,并重点研究了喉道长度的设计及激波附面层干扰对进气道性能的影响.数值计算结果表明:在进气道总长度一定的条件下,喉道长度小于激波链长度的设计对进气道的总性能更有利.在计算马赫数分别为3.5和4.0的条件下,将喉道长高比为3.75和10.0的进气道相比,其总压恢复系数分别增加了6.15%和5.04%;对于长度一定的进气道,喉道越长,则扩张段越短,达到同样扩张比的扩张角就越大.因此,对于设计马赫数为4.0的进气道,取喉道长高比为3.75时,进气道的总压恢复系数最高,抗反压能力也较强,该结果可为定几何混压式超声速进气道的设计提供参考.
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关键词
混压式超声速进气道
冲
压
发动机
喉道长度
数值计算
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职称材料
二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度研究
被引量：
1
2
作者
王震宇
谢文忠
袁世杰
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2024年第2期38-53,共16页
为了研究内收缩比和来流马赫数对二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度的影响规律及失稳机制,采用二维非定常仿真方法研究了内收缩比(ICR)为1.04~1.25的进气道在来流马赫数Ma0为2.4的条件下,以及内收缩比为1.08的进气道在来流马赫数为2...
为了研究内收缩比和来流马赫数对二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度的影响规律及失稳机制,采用二维非定常仿真方法研究了内收缩比(ICR)为1.04~1.25的进气道在来流马赫数Ma0为2.4的条件下,以及内收缩比为1.08的进气道在来流马赫数为2.2~2.8条件下,其由稳态向失稳状态转变的过程。研究结果表明:(1)当Ma0=2.4时,在1.04≤ICR≤1.12内,随着ICR增加,亚临界稳定裕度ζ减小;1.16≤ICR≤1.25内,随着ICR增加,亚临界稳定裕度增大。(2)在内收缩比为1.08的条件下,马赫数变化引起的分离激波角和分离包再附压升两个关键因素变化共同主宰着进气道亚临界稳定裕度的变化趋势。(3)总体上,根据稳定亚临界初始状态的三相点无量纲高度?b是否大于1可将进气道的亚临界稳定裕度变化情形分为两类,当?b<1时,ζ随着?b的增加而减小;当?b> 1时,ζ随着?b的增加而增加。
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关键词
亚燃冲
压
发动机
超
声速
混
压
式
进气道
内收缩比
来流马赫数
稳定裕度
三相点
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职称材料
可调混压进气道超额定工况黏性作用理解
被引量：
1
3
作者
万冰
白菡尘
陈军
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2019年第9期2012-2021,共10页
进气道研制在各阶段均需要好用的设计方法,第一步是用无黏波系理论设计进气道的波系和流道参数。在实际的黏性条件下,超额定工况黏性流场结构非常复杂,基于无黏波系理论的设计方法在逻辑上难以封闭,理解黏性作用的机制和后果,有可能改...
进气道研制在各阶段均需要好用的设计方法,第一步是用无黏波系理论设计进气道的波系和流道参数。在实际的黏性条件下,超额定工况黏性流场结构非常复杂,基于无黏波系理论的设计方法在逻辑上难以封闭,理解黏性作用的机制和后果,有可能改善无黏方法在超额定工况的适用性,或者提出黏性修正的经验指导。针对设计点马赫数为2.5的可调混压式超声速进气道超额定工况内流道入口波系设计问题,用数值模拟方法,研究理解了超额定工况黏性流场结构生成机制,与无黏设计相比,初始黏性结构(边界层、滑移层)使无黏流道流通能力下降,产生的限流反压迫使上游激波系强化、分离区与激波干扰结构调整,当流动结构产生的溢流量足够大、入流流量与当地流动结构的流通能力相匹配时,即获得新的平衡流场。喉道高度补偿和消除滑移层吞入的尝试验证了上述理解。在反压或限流制造的临界工况,存在局限于内压缩段的'初始不稳定性'(或小喘)现象,可能与滑移层在核心流的摆动范围大有关。在马赫数为3的超额定条件下,喉道补偿系数超过35%可获得期望的波系结构,临界的'初始不稳定性'消失。增大第二级压缩角,使外压缩激波与唇口激波不相交于内流道所在高度范围,消除滑移层生成条件,在相同反压条件下消除了'初始不稳定性'现象,或者说提高了抗反压能力。
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关键词
超
声速
混
压
式
进气道
变几何
超
额定
黏性效应
数值模拟
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职称材料
题名
混压式超声速进气道喉道长度的设计与数值研究
1
作者
王新月
高强
王占学
机构
西北工业大学动力与能源学院
出处
《西安交通大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009年第3期106-109,共4页
基金
国防科工委基础科研基金资助项目(A0420060522)
文摘
为了提高定几何混压式超声速进气道的性能,对冲压发动机轴对称混压式超声速进气道进行了研究,并重点研究了喉道长度的设计及激波附面层干扰对进气道性能的影响.数值计算结果表明:在进气道总长度一定的条件下,喉道长度小于激波链长度的设计对进气道的总性能更有利.在计算马赫数分别为3.5和4.0的条件下,将喉道长高比为3.75和10.0的进气道相比,其总压恢复系数分别增加了6.15%和5.04%;对于长度一定的进气道,喉道越长,则扩张段越短,达到同样扩张比的扩张角就越大.因此,对于设计马赫数为4.0的进气道,取喉道长高比为3.75时,进气道的总压恢复系数最高,抗反压能力也较强,该结果可为定几何混压式超声速进气道的设计提供参考.
关键词
混压式超声速进气道
冲
压
发动机
喉道长度
数值计算
Keywords
mixed-compression inlet
ramjet
throat length
numerical calculation
分类号
V211.3 [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
二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度研究
被引量：
1
2
作者
王震宇
谢文忠
袁世杰
机构
南京航空航天大学能源与动力学院
西安航天动力研究所
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2024年第2期38-53,共16页
基金
国家自然科学基金(11972188)。
文摘
为了研究内收缩比和来流马赫数对二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度的影响规律及失稳机制,采用二维非定常仿真方法研究了内收缩比(ICR)为1.04~1.25的进气道在来流马赫数Ma0为2.4的条件下,以及内收缩比为1.08的进气道在来流马赫数为2.2~2.8条件下,其由稳态向失稳状态转变的过程。研究结果表明:(1)当Ma0=2.4时,在1.04≤ICR≤1.12内,随着ICR增加,亚临界稳定裕度ζ减小;1.16≤ICR≤1.25内,随着ICR增加,亚临界稳定裕度增大。(2)在内收缩比为1.08的条件下,马赫数变化引起的分离激波角和分离包再附压升两个关键因素变化共同主宰着进气道亚临界稳定裕度的变化趋势。(3)总体上,根据稳定亚临界初始状态的三相点无量纲高度?b是否大于1可将进气道的亚临界稳定裕度变化情形分为两类,当?b<1时,ζ随着?b的增加而减小;当?b> 1时,ζ随着?b的增加而增加。
关键词
亚燃冲
压
发动机
超
声速
混
压
式
进气道
内收缩比
来流马赫数
稳定裕度
三相点
Keywords
Sub-combustion ramjet engine
Supersonic mixed compression inlet
Internal contraction ratio
Incoming Mach number
Stability Margin
Triple point
分类号
V231.1 [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
可调混压进气道超额定工况黏性作用理解
被引量：
1
3
作者
万冰
白菡尘
陈军
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
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2019年第9期2012-2021,共10页
文摘
进气道研制在各阶段均需要好用的设计方法,第一步是用无黏波系理论设计进气道的波系和流道参数。在实际的黏性条件下,超额定工况黏性流场结构非常复杂,基于无黏波系理论的设计方法在逻辑上难以封闭,理解黏性作用的机制和后果,有可能改善无黏方法在超额定工况的适用性,或者提出黏性修正的经验指导。针对设计点马赫数为2.5的可调混压式超声速进气道超额定工况内流道入口波系设计问题,用数值模拟方法,研究理解了超额定工况黏性流场结构生成机制,与无黏设计相比,初始黏性结构(边界层、滑移层)使无黏流道流通能力下降,产生的限流反压迫使上游激波系强化、分离区与激波干扰结构调整,当流动结构产生的溢流量足够大、入流流量与当地流动结构的流通能力相匹配时,即获得新的平衡流场。喉道高度补偿和消除滑移层吞入的尝试验证了上述理解。在反压或限流制造的临界工况,存在局限于内压缩段的'初始不稳定性'(或小喘)现象,可能与滑移层在核心流的摆动范围大有关。在马赫数为3的超额定条件下,喉道补偿系数超过35%可获得期望的波系结构,临界的'初始不稳定性'消失。增大第二级压缩角,使外压缩激波与唇口激波不相交于内流道所在高度范围,消除滑移层生成条件,在相同反压条件下消除了'初始不稳定性'现象,或者说提高了抗反压能力。
关键词
超
声速
混
压
式
进气道
变几何
超
额定
黏性效应
数值模拟
Keywords
Supersonic mixed-compression inlet
Variable-geometry
Over-speed regime
Viscous effect
Numerical simulation
分类号
V231 [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
混压式超声速进气道喉道长度的设计与数值研究
王新月
高强
王占学
《西安交通大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2009
0
在线阅读
下载PDF
职称材料
2
二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度研究
王震宇
谢文忠
袁世杰
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2024
1
在线阅读
下载PDF
职称材料
3
可调混压进气道超额定工况黏性作用理解
万冰
白菡尘
陈军
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2019
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