Busemann进气道无粘流场数值分析 被引量：19

1

作者 孙波 张堃元 +2 位作者 王成鹏 金志光 李念 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第3期242-247,共6页

为了研究Busemann进气道的流动特性,对设计马赫数为7的4种不同的Busemann进气道在Ma=4,5,6,7,8来流条件下进行了数值模拟和总体性能分析,对其中的3°截短流线跟踪进气道分析了攻角特性和侧滑角特性。研究表明:基准进气道具有相当高... 为了研究Busemann进气道的流动特性,对设计马赫数为7的4种不同的Busemann进气道在Ma=4,5,6,7,8来流条件下进行了数值模拟和总体性能分析,对其中的3°截短流线跟踪进气道分析了攻角特性和侧滑角特性。研究表明:基准进气道具有相当高的无粘总压恢复;流线跟踪进气道在设计状态保持了基准进气道的高性能,而同时其起动性能大为提高;截短后的进气道长度大幅减小,而其性能仍然保持在较高的水平;截短流线跟踪进气道对带攻角或侧滑角飞行比较敏感。分析还表明,粘性造成了较大的总压损失。 展开更多

关键词 超音速冲压喷气发动机 ^busemann进气道^+ 流线跟踪 数值仿真

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流线追踪Busemann进气道设计参数的选择 被引量：18

2

作者 孙波 张堃元 +1 位作者 金志光 王成鹏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第1期55-59,共5页

为了研究型面设计马赫数、唇口偏移量对流线追踪Busemann进气道设计点性能的影响规律,寻求最佳性能的进气道,对设计马赫数为6,具有不同型面设计马赫数和唇口偏移量的流线追踪进气道进行了数值模拟。研究表明:选取低于马赫数6的型面设计... 为了研究型面设计马赫数、唇口偏移量对流线追踪Busemann进气道设计点性能的影响规律,寻求最佳性能的进气道,对设计马赫数为6,具有不同型面设计马赫数和唇口偏移量的流线追踪进气道进行了数值模拟。研究表明:选取低于马赫数6的型面设计马赫数,可获得较高的流量系数和增压比,而其压缩效率并不低;进气道唇口偏移量增大,会导致流量系数、增压比变小,但却有利于减小进气道内的分离程度,还会影响隔离段内的流动,因此唇口偏移量的选取需要综合考虑。 展开更多

关键词 超燃冲压发动机 ^busemann进气道^+ 流线追踪 设计参数

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Busemann进气道起动问题初步研究 被引量：17

3

作者 孙波 张堃元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第2期128-131,共4页

为了研究流线跟踪Busemann进气道低马赫数下的起动性能,对设计马赫数Ma1=7,收缩比CR=6的3°截短前后的流线跟踪进气道在Ma=4来流条件下的起动性能进行了无粘数值分析,研究发现：与基准进气道相比,虽然流线跟踪进气道的起动性能显著... 为了研究流线跟踪Busemann进气道低马赫数下的起动性能,对设计马赫数Ma1=7,收缩比CR=6的3°截短前后的流线跟踪进气道在Ma=4来流条件下的起动性能进行了无粘数值分析,研究发现：与基准进气道相比,虽然流线跟踪进气道的起动性能显著提高,但它仍不能实现自起动的目标,通过部分切除唇口板的方法将唇口后移,使进气道溢流面积增大,内收缩比减小,并通过逐渐增大切除量的方式,发现3°截短流线跟踪进气道能够自起动的最大参考内收缩比在1.255～1.27之间,并发现在保证该进气道Ma=4自起动的条件下,它在设计状态仍然具有较高的无粘性能. 展开更多

关键词 超音速冲压喷机发动机 ^busemann进气道^+ 起动 数值仿真

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Busemann进气道风洞实验及数值研究 被引量：13

4

作者 孙波 张堃元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第1期58-60,96,共4页

为了获得Busem ann进气道的流场特性和总体性能,利用内锥形流场生成了设计马赫数为5.3,收缩比为8的具有乘波构形的Busem ann进气道,对该进气道进行了数值模拟和Ma为5.3的吹风实验,实验测量了进气道内的沿程静压分布和出口截面的皮托压力... 为了获得Busem ann进气道的流场特性和总体性能,利用内锥形流场生成了设计马赫数为5.3,收缩比为8的具有乘波构形的Busem ann进气道,对该进气道进行了数值模拟和Ma为5.3的吹风实验,实验测量了进气道内的沿程静压分布和出口截面的皮托压力,分析了进气道的压缩特性和乘波特性,获得了进气道的基本性能参数。实验结果表明:该进气道流量系数为0.58,出口马赫数1.4,总压恢复0.217,增压比37.6。 展开更多

关键词 超音速冲压喷气发动机 高超声速进气道 busemann进气道 进气道设计

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超声速进气道喉部附面层抽吸 被引量：17

5

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... 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。 展开更多

关键词 超音速进气道 边界层 干扰 激波 ^抽吸^+

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涡轮基组合循环发动机并联式进气道的气动特性 被引量：19

6

作者 李龙 李博 +2 位作者 梁德旺 黄国平 雷雨冰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第6期667-672,共6页

为了研究工作马赫数范围0～5的涡轮／冲压组合发动机进气道的工作特性，对一种内并联式涡轮基组合循环发动机（TBCC）变几何进气道进行了型面设计并对其二维流场进行了数值模拟。得到了进气道在各典型工作状态下的流场特征，在不采用附... 为了研究工作马赫数范围0～5的涡轮／冲压组合发动机进气道的工作特性，对一种内并联式涡轮基组合循环发动机（TBCC）变几何进气道进行了型面设计并对其二维流场进行了数值模拟。得到了进气道在各典型工作状态下的流场特征，在不采用附面层抽吸的条件下进气道在各典型飞行马赫数下均能正常起动。以设计巡航状态和过渡工作状态为例，分析了反压变化对进气道性能的影响，结果表明，进气道出口反压对进气道性能有重要影响，尤其是进气道在过渡工作状态时，两流道之间存在气动耦合效应。文中还给出了进气道气动参数随飞行条件变化的特性曲线，初步研究了影响进气道性能的主要因素，分析了该进气道在典型飞行工况下的气动性能。 展开更多

关键词 ^涡轮基组合循环发动机^+ ^可调进气道^+ 气动特性

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一种新型内乘波式进气道初步研究 被引量：41

7

作者 尤延铖 梁德旺 黄国平 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第3期252-256,共5页

提出了内乘波式进气道的设计概念。该进气道以内收缩锥轴对称流场为基础,采用流线追踪技术并截取激波面生成。它具有设计状态流量捕获能力强;三维压缩效率高;波系结构简单且无复杂角部流动,流动损失小等特点。采用该概念设计了来流马赫... 提出了内乘波式进气道的设计概念。该进气道以内收缩锥轴对称流场为基础,采用流线追踪技术并截取激波面生成。它具有设计状态流量捕获能力强;三维压缩效率高;波系结构简单且无复杂角部流动,流动损失小等特点。采用该概念设计了来流马赫数6的内乘波式进气道,CFD计算结果显示:粘性对该类进气道设计具有较大影响,附面层的发展会使按无粘条件设计的进气道性能有所下降。尽管还没有进行粘性修正,在相同设计马赫数条件下,内乘波式进气道压比、流量系数和总压恢复系数等性能高于某典型侧压式进气道。 展开更多

关键词 高超声速 ^内乘波式进气道^+ 设计

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高超侧压进气道前/后掠的数值分析和比较 被引量：4

8

作者 李桦 贾地 +1 位作者 范晓樯 李晓宇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第1期65-67,91,共4页

侧板构型和唇口位置是影响侧压式进气道性能的关键参数。选取了5个具有一定代表性的状态点对前/后掠进气道模型进行了计算和分析,重点比较了当侧板前/后掠时进气道的流量系数、压升、出口气流均匀度等性能。通过对比分析,发现侧板前掠... 侧板构型和唇口位置是影响侧压式进气道性能的关键参数。选取了5个具有一定代表性的状态点对前/后掠进气道模型进行了计算和分析,重点比较了当侧板前/后掠时进气道的流量系数、压升、出口气流均匀度等性能。通过对比分析,发现侧板前掠时进气道的流量系数、压升大于侧板后掠结果,且进气道出口流场更均匀。当马赫数较低时,前/后掠进气道性能差别比较明显:同为50%溢流窗,来流马赫数4时,侧板前掠的进气道流量系数比侧板后掠的情形高出7.7%;而当来流马赫数为8.09时,侧板前掠的进气道流量系数仅高2.6%。 展开更多

关键词 高超声速进气道 ^侧压^+ ^前/后掠^+ 数值仿真

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可变内收缩比侧压式进气道自起动性能 被引量：18

9

作者 潘瑾 张堃元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期278-281,321,共5页

为了寻求一种实现进气道自起动的方法,在数值模拟结果的前提下,开展了可移动唇口板的侧压式进气道自起动特性风洞实验。数值模拟结果发现,在侧压式进气道唇口板逐级后移和前伸过程中,存在起动迟滞现象。通过移动唇口板减小内收缩比,侧... 为了寻求一种实现进气道自起动的方法,在数值模拟结果的前提下,开展了可移动唇口板的侧压式进气道自起动特性风洞实验。数值模拟结果发现,在侧压式进气道唇口板逐级后移和前伸过程中,存在起动迟滞现象。通过移动唇口板减小内收缩比,侧压式进气道能够实现自起动。实验结果表明:在来流Ma3.85条件下,唇口板后移时,该模型侧压式进气道自起动内收缩比在1.24至1.28之间,对于已起动的侧压式进气道,唇口板前伸到内收缩比为Ric=1.33,该进气道仍起动。 展开更多

关键词 冲压喷气发动机 ^侧压式进气道^+ ^可变内收缩比^+ 数值仿真 风洞实验

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旋转冲压增程弹进气道内流场旋流数计算 被引量：3

10

作者 刘巍 李理 杨涛 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第2期149-153,共5页

为了研究高速旋转对冲压增程弹进气道的影响,对零攻角下旋转弹丸进气道入口与出口旋流数进行了理论推导,得到了旋流数的解析计算式。为了检验理论分析各项假设的合理性,并对旋流数解析式的误差进行分析,使用数值模拟的方法对某双锥进气... 为了研究高速旋转对冲压增程弹进气道的影响,对零攻角下旋转弹丸进气道入口与出口旋流数进行了理论推导,得到了旋流数的解析计算式。为了检验理论分析各项假设的合理性,并对旋流数解析式的误差进行分析,使用数值模拟的方法对某双锥进气道的流场进行了计算。分析发现,冲压弹丸进气道前方来流旋流数很小,因此旋转对进气流量影响很小;理论解析式计算所得进气道出口旋流数比数值计算结果偏大,且背压越低偏差越大;普通旋转冲压弹丸进气道出口旋流数低于0.2,由于在此弱旋流进气条件下,固体燃料冲压发动机工作状态与直流进气状态接近,因此弹丸的旋转对冲压发动机工作影响较小。 展开更多

关键词 ^冲压增程弹^+ 进气道 ^旋流数^+ ^理论分析^+ 数值仿真

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侧压式进气道内部阻力的参数分析 被引量：8

11

作者 骆晓臣 张堃元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期273-277,共5页

为明确高超声速进气道内部阻力的特点,并为进气道减阻设计提供参考依据,以侧压式进气道为例,分别以内壁面和捕获流管为分析体,讨论进气道不同几何设计参数下的阻力特性;以数值模拟为手段,给出了总阻力的大小及各项阻力的分配比例,并分... 为明确高超声速进气道内部阻力的特点,并为进气道减阻设计提供参考依据,以侧压式进气道为例,分别以内壁面和捕获流管为分析体,讨论进气道不同几何设计参数下的阻力特性;以数值模拟为手段,给出了总阻力的大小及各项阻力的分配比例,并分析了进气道几何参数变化对阻力的影响关系。给出了侧压式进气道附加阻力作用表面的形状,讨论了附加阻力的特点。研究发现,内壁面总阻力中,压力阻力随收缩比增加而增加,约占总阻力的60%到70%;唇口前的溢流会产生“附加推力”而不是通常情况的附加阻力。 展开更多

关键词 高超声速进气道 阻力 ^阻力分配^+

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侧压式进气道附加阻力分析 被引量：6

12

作者 骆晓臣 张堃元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第6期624-628,共5页

以侧压式进气道的附加阻力特性为研究对象,以流线跟踪得到的捕获流管为分析体,讨论进气道不同几何设计参数下喉道截面前捕获流管的阻力特性;以数值模拟为手段,分析了附加阻力作用表面的形状和变化特征,讨论了侧压式进气道流线偏转导致... 以侧压式进气道的附加阻力特性为研究对象,以流线跟踪得到的捕获流管为分析体,讨论进气道不同几何设计参数下喉道截面前捕获流管的阻力特性;以数值模拟为手段,分析了附加阻力作用表面的形状和变化特征,讨论了侧压式进气道流线偏转导致溢流的机理,给出了进气道几何参数变化对附加阻力的影响关系。研究发现,唇口前的溢流会产生"附加推力"而不是通常情况的附加阻力;附加推力随收缩比增加而增加,大小和流管作用的摩擦阻力处于同一水平。 展开更多

关键词 ^侧压式进气道^+ ^附加阻力^+ 分析

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冲压发动机进气道不起动边界分析 被引量：2

13

作者 何保成 常军涛 于达仁 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期269-272,共4页

不起动边界是超声速进气道研究的重要内容,它是进气道保护控制的基础和前提。针对这一问题,对冲压发动机进气道进行了不同边界条件下的数值模拟,对稳态流场结果进行了分析。基于仿真数据,利用量纲分析工具对进气道最大抗反压能力进行了... 不起动边界是超声速进气道研究的重要内容,它是进气道保护控制的基础和前提。针对这一问题,对冲压发动机进气道进行了不同边界条件下的数值模拟,对稳态流场结果进行了分析。基于仿真数据,利用量纲分析工具对进气道最大抗反压能力进行了分析,讨论并给出了两进气道流动的相似条件。分析结果表明:在不考虑攻角变化的条件下,进气道不起动边界主要与来流马赫数有关。 展开更多

关键词 ^冲压发动机^+ 进气道 ^不起动^+ 边界 保护控制

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基于SIMULINK的超声速进气道仿真方法 被引量：1

14

作者 何保成 姚照辉 +1 位作者 鲍文 常军涛 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第2期199-203,共5页

将进气道一维流动的偏微分方程离散为一系列可积分的线性常微分方程,基于此创建了超声速进气道仿真模型,提出了一种基于SIMULINK的进气道仿真方法,模拟了来流参数和燃烧室反压扰动时流场内各个参数的变化规律。对一个一维变几何超声速... 将进气道一维流动的偏微分方程离散为一系列可积分的线性常微分方程,基于此创建了超声速进气道仿真模型,提出了一种基于SIMULINK的进气道仿真方法,模拟了来流参数和燃烧室反压扰动时流场内各个参数的变化规律。对一个一维变几何超声速进气道进行仿真,获得了结尾正激波的稳态特性及动态特性。该模型定义并输出了激波位置,有效地将一维超声速进气道的分布参数问题转换为零维问题,解决了系统分析与控制系统设计中无法实现集总参数的困难。 展开更多

关键词 超声速进气道 正激波 起动 ^动态仿真^+

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亚声速埋入式进气道性能回归分析

15

作者 王晓东 袁宁 +1 位作者 陈玉春 苏祥荣 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第4期345-348,共4页

根据某埋入式进气道试验数据建立了计算埋入式亚声速进气道总压恢复系数的经验公式,表现为关于马赫数、流量系数、攻角、侧滑角的函数。该经验公式可用于弹用发动机稳态、起动、加速过程的计算和导弹与发动机一体化设计的数值仿真模型,... 根据某埋入式进气道试验数据建立了计算埋入式亚声速进气道总压恢复系数的经验公式,表现为关于马赫数、流量系数、攻角、侧滑角的函数。该经验公式可用于弹用发动机稳态、起动、加速过程的计算和导弹与发动机一体化设计的数值仿真模型,从而提高发动机性能数值仿真的准确性。 展开更多

关键词 ^埋入式进气道^+ 风洞实验 回归分析

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高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化关键技术研究 被引量：14

16

作者 黄伟 王振国 +1 位作者 罗世彬 柳军 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第3期242-248,共7页

飞行器在高空中作长时间巡航飞行时,对升阻比提出了极高要求,而高超声速乘波飞行器因其具有高升阻比、均匀的下表面流场以及高度一体化性能得到研究者重视,成为未来空间飞行器新的研究热点。简要介绍了高超声速乘波体飞行器机身/发动机... 飞行器在高空中作长时间巡航飞行时,对升阻比提出了极高要求,而高超声速乘波飞行器因其具有高升阻比、均匀的下表面流场以及高度一体化性能得到研究者重视,成为未来空间飞行器新的研究热点。简要介绍了高超声速乘波体飞行器机身/发动机一体化国内外研究进展,着重阐述了其关键技术及其研究,主要包括前体/进气道一体化技术、燃烧室构型优化技术和尾喷管/后体一体化技术,并对未来高超声速乘波体飞行器构型的进一步发展提出了设想——采用流线追踪思想,以Busemann进气道和圆形或椭圆形燃烧室作为其推进系统的两大重要组成部分,同时其机身具有膨胀上表面。 展开更多

关键词 高超声速乘波体飞行器 机身/发动机一体化 流线追踪 busemann进气道

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