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攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响被引量：3: 1; 作者赵湘恒夏智勋 +3 位作者方传波胡建新王德全游进《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第3期290-294,共5页; 以二维非定常可压缩流的N-S方程为控制方程,采用SST k-ω湍流模型对攻角变化引起的超音速进气道再起动过程进行了数值模拟,研究了攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响。结果表明,当超音速进气道不起动时,可通过合理改变攻角实现进... 展开更多; 关键词超音速进气道攻角变化再起动特性非稳态; 在线阅读下载PDF 职称材料

二元混压超音速进气道湍流流场数值模拟被引量：2: 2; 作者李进贤王国辉 +3 位作者高朝辉蔡体敏郭颜红蔡选义《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 2000年第2期16-20,共5页; 对二元混压超音速进气道湍流流场进行了数值模拟。计算中将无波动无自由参数耗散差分格式与对流迎风矢通量分裂技术耦合使用 ,应用 Baldwin-L om ax代数湍流模型 ,按照 Mac Cormack时间分裂方法对贴体坐标系下二维雷诺平均 N-S方程进行... 展开更多; 关键词冲压喷气发动机超音速进气道数值模拟; 在线阅读下载PDF 职称材料

轴对称超音速进气道附面层控制实验研究被引量：2: 3; 作者何中伟张世英《南京航空航天大学学报》 EI CAS 1985年第2期91-100,共10页; 本文介绍了在缩尺比为1:10的超音速飞机轴对称进气道几何喉道附近的中心锥体表面上,开了槽宽为4δ的附面层吸除缝,在自由流马赫数M_∞=2.10,迎角α=0°,以及在相同的结尾激波位置,或相同的尾塞锥位R°,不同的附面层吸除量对进... 展开更多; 关键词超音速进气道锥面喉道总压下游超音速扩压器曲面河段附面层吸除总压恢复附面层厚度稳态畸变流场畸变斜激波轴对称直线反射变换实验研究; 在线阅读下载PDF 职称材料

超声速进气道喉部附面层抽吸被引量：17: 4; 作者严红明钟兢军 +2 位作者韩吉昂冯子明于洋《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第2期175-181,共7页; 为研究超声速进气道喉部之后流场激波附面层干扰,采用FLUENT软件模拟了单楔角进气道在设计工况下流动情况。通过分析,提出进气道喉部抽吸。计算了三种抽吸缝大小下进气道喉部之后流场,计算结果表明,喉部抽吸能使激波稳定于喉部,通过抽... 展开更多; 关键词超音速进气道边界层干扰激波抽吸^+; 在线阅读下载PDF 职称材料

支板布局对三维侧压式进气道特性的影响被引量：6: 5; 作者黄生洪徐胜利 +1 位作者刘小勇董建明《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第1期52-57,共6页; 对采用前掠、后掠及混合掠支板布局的三维侧压式超燃发动机进气道（工作马赫数4～6）开展了数值计算，详细比较了不同支板布局的流场波系、边界层发展以及总体性能特征，主要结论有：（1）后掠支板进气道的起动马赫数范围较宽，但附加... 展开更多; 关键词超音速进气道支板前掠后掠混合掠; 在线阅读下载PDF 职称材料

脉冲爆震发动机进气道气动性能的数值研究被引量：7: 6; 作者王丁喜严传俊《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2005年第6期777-782,共6页; 采用有限体积法计算了脉冲爆震发动机某轴对称超音速进气道在3种不同出口条件(单个正弦扰动压力、某脉冲爆震发动机爆震室头部表压和进气道出口堵塞)下的进气道内结尾正激波的运动情况,得出了进气道内结尾正激波运动特性和不同出口条件... 展开更多; 关键词脉冲爆震发动机超音速进气道结尾正激波扰动压力多块结构化网格; 在线阅读下载PDF 职称材料

隔离段对二维混压式进气道出口参数的影响被引量：4: 7; 作者黄伟罗世彬王振国《火箭推进》 CAS 2007年第4期8-11,15,共5页; 利用Fluent仿真软件,对二维混压式高超音速前体/进气道在设计状态和非设计状态下的性能和流场进行了计算。分析表明,进气道在设计状态下的性能得到了明显的提高。同时,有无隔离段以及隔离段长度对进气道出口参数的影响,文中进行了初步... 展开更多; 关键词隔离段高超音速进气道 FLUENT 马赫数总压总温; 在线阅读下载PDF 职称材料

超燃冲压发动机前体/进气道和隔离段气动设计被引量：10: 8; 作者宋文艳黎明 +1 位作者刘伟雄蔡元虎《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第1期96-99,共4页; 采用等激波角设计方法并考虑温度、激波与附面层干扰等的影响 ,对超音速燃烧冲压发动机的二维混压式高超音速前体 /进气道和隔离段的设计进行了探索 ,给出了前体 /进气道和隔离段的几何结构和尺寸。运用二维 CFD数值计算手段 ,对所设计... 展开更多; 关键词超燃冲压发动机高超音速前体/进气道隔离段气动设计飞行器; 在线阅读下载PDF 职称材料

等压比热在基于壁面放电的激波控制中的影响被引量：1: 9; 作者严红王松《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2015年第1期51-60,共10页; 放电等离子体对流动的控制机理可按热效应和非热效应分为两大类,其中放电等离子体的热效应对流场中激波结构有着明显的控制作用.目前在放电等离子体热激励对激波控制的数值模拟过程中,通常采用等效热源的方式来实现放电的热效应,数值模... 展开更多; 关键词变等压比热壁面放电激波控制超音速进气道数值模拟; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响被引量：3: 1; 作者赵湘恒夏智勋方传波胡建新王德全游进; 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 2011年第3期290-294,共5页; 文摘以二维非定常可压缩流的N-S方程为控制方程,采用SST k-ω湍流模型对攻角变化引起的超音速进气道再起动过程进行了数值模拟,研究了攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响。结果表明,当超音速进气道不起动时,可通过合理改变攻角实现进气道的再起动工作;超音速进气道的再起动攻角随攻角变化速率的增大近似呈线性增加;攻角变化速率较大时,非稳态与稳态工况下相同攻角对应的超音速进气道性能差别较大。; 关键词超音速进气道攻角变化再起动特性非稳态; Keywords supersonic inlet variation of angle of attack restart behavior unsteady state; 分类号 V430 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名二元混压超音速进气道湍流流场数值模拟被引量：2: 2; 作者李进贤王国辉高朝辉蔡体敏郭颜红蔡选义; 机构西北工业大学航天工程学院中国航空工业总公司第; 出处《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 2000年第2期16-20,共5页; 文摘对二元混压超音速进气道湍流流场进行了数值模拟。计算中将无波动无自由参数耗散差分格式与对流迎风矢通量分裂技术耦合使用 ,应用 Baldwin-L om ax代数湍流模型 ,按照 Mac Cormack时间分裂方法对贴体坐标系下二维雷诺平均 N-S方程进行差分离散 ,模拟了二元混压超音速进气道在临界和非临界流动状态下整个流场的流动情况。; 关键词冲压喷气发动机超音速进气道数值模拟; Keywords ramjet engine supersonic inlet numerical simulation NND format vector splitting technique; 分类号 V231.3 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程] V235.21 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名轴对称超音速进气道附面层控制实验研究被引量：2: 3; 作者何中伟张世英; 出处《南京航空航天大学学报》 EI CAS 1985年第2期91-100,共10页; 文摘本文介绍了在缩尺比为1:10的超音速飞机轴对称进气道几何喉道附近的中心锥体表面上,开了槽宽为4δ的附面层吸除缝,在自由流马赫数M_∞=2.10,迎角α=0°,以及在相同的结尾激波位置,或相同的尾塞锥位R°,不同的附面层吸除量对进气道性能的影响的初步研究结果。实验证明,在R°=0.91～0.94或流量系数φ=0.90～0.94内,用0.01的进气道捕获流量的锥面附面层吸除量,进气道的总压恢复可比无附面层吸除提高4—5.8％;周向稳态畸变降低10～54％;喘振裕度在4°～8°下,可提高5～10％。文中还特别介绍了锥面附面层吸除对几何喉道下游的通道总压分布和马赫数分布的有利影响;不同尾锥位或不同结尾激波与放气区相对位置下,附面层吸除量对锥面或外罩内表面沿程的静压恢复的影响;解释了在超临界下,中心锥肩部放气效果最差,而在稍亚临界下,波后放气效果较好的原因。; 关键词超音速进气道锥面喉道总压下游超音速扩压器曲面河段附面层吸除总压恢复附面层厚度稳态畸变流场畸变斜激波轴对称直线反射变换实验研究; 分类号 V23 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名超声速进气道喉部附面层抽吸被引量：17: 4; 作者严红明钟兢军韩吉昂冯子明于洋; 机构哈尔滨工业大学能源科学与工程学院大连海事大学轮机工程学院; 出处《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第2期175-181,共7页; 文摘为研究超声速进气道喉部之后流场激波附面层干扰,采用FLUENT软件模拟了单楔角进气道在设计工况下流动情况。通过分析,提出进气道喉部抽吸。计算了三种抽吸缝大小下进气道喉部之后流场,计算结果表明,喉部抽吸能使激波稳定于喉部,通过抽吸能改善喉部之后流场状况,提高进气道性能,少量抽气不改变流场结构,加大抽气量,使喉部之后激波串转变成正激波,正激波之后流场不分离,进气道出口性能参数提高显著。; 关键词超音速进气道边界层干扰激波抽吸^+; Keywords Supersonic inlet Boundary layer Interference Shock wave^＋ Suction^＋; 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]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名支板布局对三维侧压式进气道特性的影响被引量：6: 5; 作者黄生洪徐胜利刘小勇董建明; 机构中国科学技术大学力学与机械工程系航天科工集团; 出处《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第1期52-57,共6页; 文摘对采用前掠、后掠及混合掠支板布局的三维侧压式超燃发动机进气道（工作马赫数4～6）开展了数值计算，详细比较了不同支板布局的流场波系、边界层发展以及总体性能特征，主要结论有：（1）后掠支板进气道的起动马赫数范围较宽，但附加溢流大，需前移唇口保证流量系数，结果上顶板反射激波加强，总压损失和流场畸变较大；（2）前掠支板进气道能保证较高的流量系数及总压恢复系数，但低马赫数起动困难；（3）混掠支板进气道综合了前掠与后掠布局的优点，能够保证较宽马赫数范围内的工作和较优的进气道性能，但需优化。; 关键词超音速进气道支板前掠后掠混合掠; Keywords Supersonic inlet Strut Aft sweep Forward sweep Aft-forward sweep; 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]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名脉冲爆震发动机进气道气动性能的数值研究被引量：7: 6; 作者王丁喜严传俊; 机构西北工业大学动力与能源学院; 出处《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2005年第6期777-782,共6页; 基金国家自然科学基金(50336030)西北工业大学高性能研究与发展中心资助项目.~~; 文摘采用有限体积法计算了脉冲爆震发动机某轴对称超音速进气道在3种不同出口条件(单个正弦扰动压力、某脉冲爆震发动机爆震室头部表压和进气道出口堵塞)下的进气道内结尾正激波的运动情况,得出了进气道内结尾正激波运动特性和不同出口条件的关系.在计算中,采用了多块结构化网格,控制体积的界面无黏通量采用三阶迎风格式插值获得,同时采用了minmod通量限制器以确保在激波处的解的物理特性;扩散通量采用二阶中心差分格式插值获得.定常计算采用当地时间步法,非定常计算采用双时间步法.离散的代数方程采用交替方向迭代法求解.; 关键词脉冲爆震发动机超音速进气道结尾正激波扰动压力多块结构化网格; Keywords pulse detonation engine, supersonic inlet, pressure perturbation, terminal shock, multi-block structured grid; 分类号 V211.48 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名隔离段对二维混压式进气道出口参数的影响被引量：4: 7; 作者黄伟罗世彬王振国; 机构国防科技大学航天与材料工程学院; 出处《火箭推进》 CAS 2007年第4期8-11,15,共5页; 基金国家"863"基金资助项目; 文摘利用Fluent仿真软件,对二维混压式高超音速前体/进气道在设计状态和非设计状态下的性能和流场进行了计算。分析表明,进气道在设计状态下的性能得到了明显的提高。同时,有无隔离段以及隔离段长度对进气道出口参数的影响,文中进行了初步的分析,结果表明:有无隔离段以及隔离段长度对进气道出口总温没有太大的影响;隔离段较短时,进气道出口总压比无隔离段小,但当隔离段长度增大到一定值后,进气道出口总压比无隔离段大;隔离段较短时,进气道出口马赫数比无隔离段大,但当隔离段长度增大到一定值后,进气道出口马赫数比无隔离段小。; 关键词隔离段高超音速进气道 FLUENT 马赫数总压总温; Keywords isolator hypersonic inlet fluent Mach number total pressure total temperature; 分类号 V439 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名超燃冲压发动机前体/进气道和隔离段气动设计被引量：10: 8; 作者宋文艳黎明刘伟雄蔡元虎; 机构西北工业大学动力与能源学院; 出处《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第1期96-99,共4页; 基金航空科学基金 (0 1C5 30 2 0 )资助; 文摘采用等激波角设计方法并考虑温度、激波与附面层干扰等的影响 ,对超音速燃烧冲压发动机的二维混压式高超音速前体 /进气道和隔离段的设计进行了探索 ,给出了前体 /进气道和隔离段的几何结构和尺寸。运用二维 CFD数值计算手段 ,对所设计进气道结构进行了修正 ,并计算了设计状态和非设计状态性能和流场。研究表明 ,文中所设计的进气道结构简单、附加阻力较小、总压恢复系数较高 ,所给出的设计方法对于前体; 关键词超燃冲压发动机高超音速前体/进气道隔离段气动设计飞行器; Keywords hypersonic forebody/inlet and isolator, integrated scramjet, performance; 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]; 在线阅读下载PDF 职称材料

题名等压比热在基于壁面放电的激波控制中的影响被引量：1: 9; 作者严红王松; 机构西北工业大学动力与能源学院先进航空发动机协同创新中心; 出处《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2015年第1期51-60,共10页; 基金国家自然科学基金资助项目(51176157)~~; 文摘放电等离子体对流动的控制机理可按热效应和非热效应分为两大类,其中放电等离子体的热效应对流场中激波结构有着明显的控制作用.目前在放电等离子体热激励对激波控制的数值模拟过程中,通常采用等效热源的方式来实现放电的热效应,数值模拟和实验的结果显示放电产生的局部温度可达到上万度.如果数值模拟的过程中没有考虑到气体等压比热随温度的非线性变化,计算得到的结果是有失真实性的.本文以5马赫的超音速进气道为平台,对基于壁面放电的激波控制过程进行了数值模拟.选取了随温度非线性变化的等压比热,并且将其结果与定等压比热的计算结果进行了对比.结果发现:(1)两种等压比热下,计算结果显示放电热激励在激波控制上都有着显著的效果;(2)两种计算结果在模拟与温度相关的参数(温度、马赫数和总压恢复系数)上的差别非常明显.因此,为了获得壁面放电对激波控制更真实的计算结果,必须考虑到等压比热随温度发生非线性变化效应的影响.; 关键词变等压比热壁面放电激波控制超音速进气道数值模拟; Keywords varied Cp,surface discharge,shock wave control,supersonic inlet,numerical simulation; 分类号 V211.48 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]; 在线阅读下载PDF 职称材料

	题名	作者	出处	发文年	被引量	操作
1	攻角变化对超音速进气道再起动特性的影响	赵湘恒夏智勋方传波胡建新王德全游进	《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心	2011	3	在线阅读下载PDF 职称材料
2	二元混压超音速进气道湍流流场数值模拟	李进贤王国辉高朝辉蔡体敏郭颜红蔡选义	《固体火箭技术》 EI CAS CSCD	2000	2	在线阅读下载PDF 职称材料
3	轴对称超音速进气道附面层控制实验研究	何中伟张世英	《南京航空航天大学学报》 EI CAS	1985	2	在线阅读下载PDF 职称材料
4	超声速进气道喉部附面层抽吸	严红明钟兢军韩吉昂冯子明于洋	《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心	2009	17	在线阅读下载PDF 职称材料
5	支板布局对三维侧压式进气道特性的影响	黄生洪徐胜利刘小勇董建明	《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心	2006	6	在线阅读下载PDF 职称材料
6	脉冲爆震发动机进气道气动性能的数值研究	王丁喜严传俊	《力学学报》 EI CSCD 北大核心	2005	7	在线阅读下载PDF 职称材料
7	隔离段对二维混压式进气道出口参数的影响	黄伟罗世彬王振国	《火箭推进》 CAS	2007	4	在线阅读下载PDF 职称材料
8	超燃冲压发动机前体/进气道和隔离段气动设计	宋文艳黎明刘伟雄蔡元虎	《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心	2004	10	在线阅读下载PDF 职称材料
9	等压比热在基于壁面放电的激波控制中的影响	严红王松	《力学学报》 EI CSCD 北大核心	2015	1	在线阅读下载PDF 职称材料