期刊文献+
任意字段
题名或关键词
题名
关键词
文摘
作者
第一作者
机构
刊名
分类号
参考文献
作者简介
基金资助
栏目信息
共找到121篇文章
< 1 2 … 7 >
每页显示 20 50 100
已选择0条
导出题录 引用分析
参考文献
引证文献
 统计分析
检索结果
已选文献
显示方式：
超声速进气道出口封闭的非定常流动特性研究
1
作者 温玉芬 张炜群 郝思思 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第3期772-783,共12页
冲压发动机转级过程中可能会出现进气道入口通流、出口封闭的盲腔流动现象,使得进气道发生大幅气流振荡,飞行器面临姿态失稳和结构破坏的风险。针对进气道的气流振荡问题,对一种超声速双侧布局进气道在出口封闭状态下的非定常流动特性... 冲压发动机转级过程中可能会出现进气道入口通流、出口封闭的盲腔流动现象,使得进气道发生大幅气流振荡,飞行器面临姿态失稳和结构破坏的风险。针对进气道的气流振荡问题,对一种超声速双侧布局进气道在出口封闭状态下的非定常流动特性开展风洞试验和数值仿真研究,获得了模型尺寸、来流马赫数及边界层吸除对进气道压强振荡特性的影响。结果表明:出口封闭时,进气道发生周期性的流动振荡现象,气流振荡频率与来流声速成正比,与进气道长度成反比,压强振荡峰值与来流总压接近,且随着来流马赫数的增大显著上升。采用的数值仿真方法较好地模拟了进气道出口封闭状态下的非定常流动,数值仿真结果与风洞试验结果吻合良好。非定常仿真结果进一步表明:在气流振荡过程中,进气道内收缩段的边界层吸除槽可以起到泄压作用,使得进气道头部斜激波系在回退过程中达到封口状态,捕获的流量系数较无边界层吸除槽时明显增大,从而导致了进气道压强振荡峰值上升49.47%,频率下降21.78%。 展开更多
关键词 超声速进气道 振荡压强 边界层吸除 非定常 风洞试验
在线阅读 下载PDF
PATR发动机高空起动/接力过程动态特性
2
作者 苗慧慧 雍雪君 +2 位作者 王祎 马元 刘金鑫 《火箭推进》 北大核心 2025年第2期1-9,共9页
针对预冷空气涡轮火箭(PATR)发动机高空起动/接力特性,开展PATR发动机起动/接力过程动态特性研究。建立了带超声速双旁侧二元进气道PATR飞行器的等效三维流动匹配模型,采用非定常流场数值仿真方法,验证了等效仿真方法的有效性。分析了... 针对预冷空气涡轮火箭(PATR)发动机高空起动/接力特性,开展PATR发动机起动/接力过程动态特性研究。建立了带超声速双旁侧二元进气道PATR飞行器的等效三维流动匹配模型,采用非定常流场数值仿真方法,验证了等效仿真方法的有效性。分析了典型工作点Ma=3.5来流条件下,攻角α=0°与极限工况攻角α=4°时PATR发动机起动/接力过程中内通道流场匹配特性、气动力特性以及发动机内通道气动参数变化特性。结果表明,极限工况攻角α=4°时喘振程度加剧使得进气道与飞行器所受气动力增加,但飞行器所受滚转力矩系数依然在安全范围内。 展开更多
关键词 PATR发动机 超声速双旁侧二元进气道 高空起动/接力 动态特性
在线阅读 下载PDF
气源对超音速喷管清扫轮轨增黏的影响分析
3
作者 刘洋 王北昆 +1 位作者 卢耀辉 唐波 《铁道科学与工程学报》 北大核心 2025年第4期1747-1758,共12页
我国轨道交通装备服役环境复杂,钢轨表面经常由于天气原因被水膜覆盖,将会恶化轮轨黏着状态,导致停车距离延长、无法顺利启动和班次不准等问题。为了使用超音速喷管有效地去除轮轨粗糙表面上水膜,通过理论推导,建立高速气流与粗糙钢轨... 我国轨道交通装备服役环境复杂,钢轨表面经常由于天气原因被水膜覆盖,将会恶化轮轨黏着状态,导致停车距离延长、无法顺利启动和班次不准等问题。为了使用超音速喷管有效地去除轮轨粗糙表面上水膜,通过理论推导,建立高速气流与粗糙钢轨表面上水膜间的关系,确定喷管的最小出口速度。基于一维等熵理论,确定喷管的尺寸参数和入口气源参数,根据轮轨接触斑的宽度确定喷管的出口直径,采用基于特征线理论的喷管扩张段型线设计方法,对喷管进行结构设计,并考虑空气的黏性作用对设计结果进行了修正,建立了MLN喷管的几何模型。为了探究入口气源条件变化对喷管性能的影响,使用最优拉丁超立方进行抽样,采用大涡模拟方法进行仿真,并基于Kriging模型构建了入口气源条件与剩余水膜厚度间的高精度代理模型,采用多岛遗传算法对入口气源条件进行了优化,优化结果显示最佳的入口气源压力为0.78 MPa,温度为450 K,并对优化前后喷管的流场结构和清扫水膜的性能进行了研究。研究结果表明:优化前后喷管外流场压力没有明显差别,优化后喷管外流场的速度相较于优化前有略微降低,但是优化后喷管外流场的密度相较于优化前有所提升。在最终的清扫水膜能力分析中,在额定入口气源条件下喷管清扫后剩余水膜厚度为1.45μm,在入口气源条件进行优化后喷管清扫后剩余水膜厚度为1.27μm,在喷管入口气源条件进行优化后喷管清扫水膜的能力提升了12.4%。研究结果对微型喷管的设计及优化方法具有一定的指导意义,为使用高速气流吹除粗糙表面水膜提供了理论依据和技术支撑,为去除粗糙表面上水膜提升轮轨间的黏着系数提供了一种新的解决方案。 展开更多
关键词 气动设计 大涡模拟 超音速喷管 入口气源条件 外流场
在线阅读 下载PDF
尖锥和喉道损伤对超声速进气道的影响研究
4
作者 王意坤 卓长飞 罗熙斌 《兵工自动化》 北大核心 2025年第1期90-97,共8页
针对超声速进气道结构损伤会对其内外流场和性能参数造成影响的问题,采用数值模拟分析喉道穿孔和尖锥折断2种损伤类型对超声速进气道的影响,分别计算3种模型在0和4°攻角时的工况。2种损伤均会使阻力系数增大,0攻角时,喉道损伤对流... 针对超声速进气道结构损伤会对其内外流场和性能参数造成影响的问题,采用数值模拟分析喉道穿孔和尖锥折断2种损伤类型对超声速进气道的影响,分别计算3种模型在0和4°攻角时的工况。2种损伤均会使阻力系数增大,0攻角时,喉道损伤对流场影响较大,尖锥折断损伤影响则较小;4°攻角时,损伤后流场变化较小。但2种损伤模型内部马赫数、压力以及出口截面总压恢复系数分布均与无损模型不同。尖锥折断损伤模型对称面上的沿程压力分布与无损模型相近,而喉道穿孔损伤与无损模型差异较大。结果表明,该计算可为导弹毁伤后性能降级判定提供一定的参考依据。 展开更多
关键词 超声速进气道 尖锥折断损伤 喉道穿孔损伤 流场变化 性能参数变化
在线阅读 下载PDF
唇缘钝化对超声速二元进气道的性能影响研究
5
作者 张晨凯 温玉芬 王帅 《导弹与航天运载技术(中英文)》 北大核心 2025年第4期81-89,97,共10页
针对一种超声速混压式二元进气道,采用数值仿真方法对不同唇缘钝度的进气道特性开展研究,获取了唇缘钝化半径对进气道加速自起动能力、设计点及非设计点下气动性能的影响特性。结果表明:随着唇缘钝化半径增大,进气道的自起动能力及流量... 针对一种超声速混压式二元进气道,采用数值仿真方法对不同唇缘钝度的进气道特性开展研究,获取了唇缘钝化半径对进气道加速自起动能力、设计点及非设计点下气动性能的影响特性。结果表明:随着唇缘钝化半径增大,进气道的自起动能力及流量捕获能力变差,最大抗反压能力、临界总压恢复系数下降,阻力系数明显增大;设计马赫数下,进气道的流量系数下降5%,抗反压能力和出口临界总压恢复系数下降高达8.5%以上。随着来流马赫数和攻角的变化,进气道头部斜激波系与唇口弓形激波相互作用形成了复杂的波系结构,高马赫数状态下,随着钝化半径的增大,进气道唇罩内侧流动分离减小;而随着攻角的增大,前缘钝化导致的弓形脱体激波对进气道性能的影响有所减弱。 展开更多
关键词 超声速二元进气道 钝化前缘 总压恢复系数 自起动 阻力系数
在线阅读 下载PDF
对转风扇内部流场分析及气动布局研究
6
作者 张耀光 吴广晗 《推进技术》 北大核心 2025年第7期39-48,共10页
为了研究对转风扇的流动特点及气动布局对风扇性能影响规律,完成两级对转风扇气动设计。采用三维数值模拟软件对对转风扇进行数值仿真研究,研究结果表明:对转风扇设计点压比3.15,等熵效率0.83和喘振裕度17.1%,其他转速喘振裕度达到20%以... 为了研究对转风扇的流动特点及气动布局对风扇性能影响规律,完成两级对转风扇气动设计。采用三维数值模拟软件对对转风扇进行数值仿真研究,研究结果表明:对转风扇设计点压比3.15,等熵效率0.83和喘振裕度17.1%,其他转速喘振裕度达到20%以上,达到了设计指标要求。由于对转效应,设计转速第二级转子全叶高进口马赫数为超声速。虽然做功能力大幅度提升,但是带来三个不利影响:一是产生严重的激波损失,二是高转速风扇出口背压无法有效传递至第一级转子,三是第二级转子进口马赫数全转速变化剧烈,中低转速叶型与进口马赫数严重不匹配,分别是限制对转风扇效率和高转速喘振裕度进一步提升的主要因素。为保证对转风扇出口气流全工况沿子午向,保留出口静子是必要的。对转风扇需配合使用进口导叶可调或转子安装角可调,否则会导致低转速效率和喘振裕度偏低而无法满足发动机使用需求。转子安装角可调对低转速性能提升更明显,但是需要开展可调机构关键技术研究。 展开更多
关键词 对转风扇 气动布局 全叶高超声速 进口导叶可调 转子安装角可调
在线阅读 下载PDF
二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度研究 被引量：1
7
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。 展开更多
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
在线阅读 下载PDF
超声速进气道出口弯段的阻力特性数值研究
8
作者 温玉芬 高晶晶 张正 《导弹与航天运载技术（中英文）》 CSCD 北大核心 2024年第1期24-29,共6页
推阻匹配设计是吸气式飞行器设计的核心问题,为了获取进气道的阻力特性并降低内流阻力,提高吸气式飞行器的总体性能,采用数值方法对超声速双侧布局进气道的冷流阻力特性开展研究,对比分析了不同转弯长度、转弯角度、扩张比下的弯段流态... 推阻匹配设计是吸气式飞行器设计的核心问题,为了获取进气道的阻力特性并降低内流阻力,提高吸气式飞行器的总体性能,采用数值方法对超声速双侧布局进气道的冷流阻力特性开展研究,对比分析了不同转弯长度、转弯角度、扩张比下的弯段流态和阻力特性;获得了进气道内阻的分配比例及关键几何参数对弯段流场结构和进气道内阻的影响特性。结果表明:对于双侧布局的进气道,冷流条件下弯段内容易发生流动分离,存在较大的流动损失,在不产生溢流的情况下,弯段内阻占整个进气道内阻的大部分。分析发现,减小转弯角度或增加弯段扩张比均可降低进气道弯段内阻,而转弯长度与转弯半径相互影响,在给定的设计条件下,弯段内阻随转弯长度的增加先减小后增大。 展开更多
关键词 超声速进气道 阻力 弯段 流动损失 分离
在线阅读 下载PDF
超声速进气道喉部附面层抽吸 被引量：17
9
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^+
在线阅读 下载PDF
侧压式进气道与飞行器机体气动一体化设计及实验 被引量：19
10
作者 范晓樯 李桦 +1 位作者 易仕和 潘沙 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第6期499-502,共4页
以机体 推进系统耦合、三维侧压式进气道为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的高超声速一体化冷流通气实验模型,在高超声速炮风洞中完成了飞行器的整体气动测力试验。在来流马赫数Ma=8.09的条件下,分别测定了飞行器结合单... 以机体 推进系统耦合、三维侧压式进气道为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的高超声速一体化冷流通气实验模型,在高超声速炮风洞中完成了飞行器的整体气动测力试验。在来流马赫数Ma=8.09的条件下,分别测定了飞行器结合单模块、3模块、5模块超燃冲压发动机在-4°～6°六个攻角下模型的气动力数据,并对实验结果作了分析。 展开更多
关键词 超音速冲压喷气发动机 进气道 飞行器 实验
在线阅读 下载PDF
冲压发动机进气道压力振荡过程的数值研究 被引量：17
11
作者 白晓征 刘君 +1 位作者 郭正 王巍 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第5期562-565,共4页
针对来流马赫数3.5,0°迎角飞行条件下冲压发动机的简化模型,数值模拟了进气道整流罩开启过程的非定常流动。计算采用AUSMPW有限体积格式,基于结构与非结构的混合网格技术,求解了非定常N-S方程。计算结果表明,在进气道整流罩打开以... 针对来流马赫数3.5,0°迎角飞行条件下冲压发动机的简化模型,数值模拟了进气道整流罩开启过程的非定常流动。计算采用AUSMPW有限体积格式,基于结构与非结构的混合网格技术,求解了非定常N-S方程。计算结果表明,在进气道整流罩打开以后,超声速气流会在燃烧室通道内形成振幅衰减较慢的低频剧烈振荡。在同样计算条件下采用Euler方程进行对比性研究,数值实验发现对这类大雷诺数、强非定常性的问题,Euler方程和N-S方程得到的结果相差不大。 展开更多
关键词 超声速冲压喷气发动机 非定常流 进气道 数值仿真
在线阅读 下载PDF
宽Ma数范围固定几何进气道设计问题研究 被引量：9
12
作者 蔡飞超 陈凤明 +1 位作者 徐东来 杨茂 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第2期163-166,共4页
针对Ma=2～3.5中等超声速宽范围的设计要求,通过实例方案设计和CFD数值模拟分析表明,按工程上现行的折中设计思想,固定几何进气道的内流道型面实质上是为满足低速接力要求而设计的。在高速巡航时,其超声速扩压段气流总折转角偏小,且喉... 针对Ma=2～3.5中等超声速宽范围的设计要求,通过实例方案设计和CFD数值模拟分析表明,按工程上现行的折中设计思想,固定几何进气道的内流道型面实质上是为满足低速接力要求而设计的。在高速巡航时,其超声速扩压段气流总折转角偏小,且喉道高度偏大,对捕获来流压缩不充分,导致喉道段的气流流速过高,且畸变显著,致使结尾正激波总压损失过大,是进气道高速性能差的主要成因。 展开更多
关键词 固体火箭冲压发动机 超声速进气道 CFD 数值模拟
在线阅读 下载PDF
弯曲激波压缩型面的设计及数值分析 被引量：18
13
作者 潘瑾 张堃元 金志光 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第4期438-442,共5页
分别采用等压缩角和递增压缩角的小折线构成压缩型面。研究了二维均匀超声来流流过压缩面时的波后超声流场,结果表明,该方法能够形成弯曲激波且波后气流沿流向的壁面静压近似为等压力梯度,其等压力梯度程度取决于各小折线压缩角的配置... 分别采用等压缩角和递增压缩角的小折线构成压缩型面。研究了二维均匀超声来流流过压缩面时的波后超声流场,结果表明,该方法能够形成弯曲激波且波后气流沿流向的壁面静压近似为等压力梯度,其等压力梯度程度取决于各小折线压缩角的配置。采用该方法生成的曲面压缩型面进气道附面层稳定性好,优于常规的平面压缩进气道。与二维常规平面压缩进气道相比,设计工况下,性能相当;非设计工况下,性能优于二维常规平面压缩进气道。 展开更多
关键词 超声速进气道 均匀超声速流 二维流 弯曲激波 附面层分离 数值仿真
在线阅读 下载PDF
高超声速风洞进气道流量系数测量精度影响因素研究 被引量：6
14
作者 张绍武 关祥东 +3 位作者 朱涛 朱守梅 邹琼芬 曹程 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第4期470-476,共7页
进气道是飞行器动力装置的重要组成部分,准确测量进气道流量系数是进气道风洞试验的重要内容。对来流马赫数Ma=4.5,5.0和6.0状态下皮托管进气道开展流量系数测量研究,通过对比理论值和实测值,获取各状态流量系数修正系数。试验结果表明... 进气道是飞行器动力装置的重要组成部分,准确测量进气道流量系数是进气道风洞试验的重要内容。对来流马赫数Ma=4.5,5.0和6.0状态下皮托管进气道开展流量系数测量研究,通过对比理论值和实测值,获取各状态流量系数修正系数。试验结果表明,随着来流马赫数增加,进气道流量系数与理论值偏差较明显,并逐渐增大。超声速风洞试验通常认为测量截面总温与来流总温相等,通过对测量截面总温与来流总温偏差以及测量截面流场畸变情况的分析,判断测量偏差主要是由测量截面总温等于来流总温的假设导致的。在高超声速风洞试验中,由于模型壁面热交换的存在,测量截面总温低于来流总温,进气道流量系数测量时需要进行总温修正,以提高流量测量精度。 展开更多
关键词 超声速进气道 高超声速风洞 试验 流量系数
在线阅读 下载PDF
固定壁面激波控制技术的研究进展 被引量：7
15
作者 谭慧俊 李程鸿 +1 位作者 张悦 李光胜 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第11期2001-2008,共8页
固定壁面激波控制技术在进气道特性调节、飞行器气动力控制等方面有着重要的应用前景,对该领域的研究进展进行了综合分析。从工作原理来看,目前的固定壁面激波控制原理主要包括局部能量添加、局部质量添加、直接力控制三大类,而具体实... 固定壁面激波控制技术在进气道特性调节、飞行器气动力控制等方面有着重要的应用前景,对该领域的研究进展进行了综合分析。从工作原理来看,目前的固定壁面激波控制原理主要包括局部能量添加、局部质量添加、直接力控制三大类,而具体实现方法则有多种,其中近壁等离子放电控制、分布式二次流注入控制、磁流体控制均完成了控制原理验证试验,并获得了较好的控制效果,具有较高的研究价值。并且,基于近壁等离子放电、分布式二次流注入的激波控制技术均已经完成了对应固定壁面可调进气道的风洞试验。然而,各种固定壁面斜激波控制技术离实用还有一定距离,特别是存在高浓度等离子体的低功耗产生方法、次流/主流混合边界层发展特性等基础性问题需要重点研究解决。 展开更多
关键词 激波控制 固定壁面可调进气道 超声速 高超声速
在线阅读 下载PDF
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
16
作者 贺旭照 周正 倪鸿礼 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第4期510-515,共6页
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 W... 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。 展开更多
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
在线阅读 下载PDF
Busemann进气道风洞实验及数值研究 被引量：13
17
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
在线阅读 下载PDF
支板布局对三维侧压式进气道特性的影响 被引量：6
18
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... 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。 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
超声速燃烧冲压发动机进气道起动性能研究 被引量：5
19
作者 宋文艳 马晓锋 +1 位作者 刘伟雄 贺伟 《中国空间科学技术》 EI CSCD 北大核心 2006年第6期62-68,共7页
采用等激波强度设计方法,并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道进行了初步设计,比较分析了几种方案进气道的设计点和非设计点性能,研究表明,在低飞行马赫数(Ma)... 采用等激波强度设计方法,并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道进行了初步设计,比较分析了几种方案进气道的设计点和非设计点性能,研究表明,在低飞行马赫数(Ma)下,唇口带有斜楔的前体/进气道起动性能和总压恢复优于唇口平直的,在高飞行Ma下,唇口平直的前体/进气道冲压比高、外罩阻力小,而唇口带有斜楔的前体/进气道总压恢复系数高,外罩阻力相对较大。针对超声速燃烧冲压发动机燃烧室和进气道间非定常干扰的问题,计算研究了飞行Ma=4,6下,燃烧室压力升高对进气道/隔离段流场和起动性能的影响,结果表明,在低飞行Ma条件下,燃烧引起的压力扰动容易往上游传播,甚至引起进气道不起动;随着飞行Ma的增大,隔离段的抗扰动能力是增强的;当进气道进入不起动后,进气道的捕获流量和总压恢复系数急剧下降,高飞行Ma时的捕获流量的下降幅度比低飞行Ma时大。 展开更多
关键词 进气道起动 气动设计 超音速冲压喷气发动机 航天器 研究
在线阅读 下载PDF
高超侧压式进气道参数分析及试验研究 被引量：8
20
作者 张堃元 萧旭东 徐辉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1995年第6期20-25,共6页
分析了高超侧压式进气过第一、二溢流窗的溢流角随后掠角的变化规律，分析了溢流窗气流与主流相互作用而形成一道脱体曲面激波的原因，设计了侧压角为６°，后掠角３０°的直前缘及圆弧前缘两套高超侧压式进气道，在Ｍ５．３风... 分析了高超侧压式进气过第一、二溢流窗的溢流角随后掠角的变化规律，分析了溢流窗气流与主流相互作用而形成一道脱体曲面激波的原因，设计了侧压角为６°，后掠角３０°的直前缘及圆弧前缘两套高超侧压式进气道，在Ｍ５．３风洞中利用风洞壁面自然发展的附面层进行非均匀来流下进气道起动性能及总体性能试验，试验发现大量附面层吸入不仅对起动性能有重大影响，而且对总压恢复影响也极大。 展开更多
关键词 高超音速 进气道 超音速燃烧 冲压发动机
在线阅读 下载PDF
已选择0条
导出题录 引用分析
参考文献
引证文献
 统计分析
检索结果
已选文献
上一页 1 2 … 7 下一页 到第 页
关于我们 | 版权声明 | 联系我们 | 帮助中心| 意见反馈
主办单位：上海市教育委员会
技术支持：重庆维普资讯有限公司
渝公网安备 50019002500403号
使用帮助 返回顶部