二元超声速混压式进气道亚临界稳定裕度研究 被引量：1

1

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

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二维高超声速压缩面斜激波系的优化配置 被引量：6

2

作者 李健 谷良贤 郭效芝 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第2期157-161,共5页

选择进气道外压缩段的气流转折角为设计变量,以进气道的压升比为约束条件,分别以总压恢复系数和阻力系数为优化目标,基于一维气体动力学,在飞行马赫数6,飞行高度25 km,进气道出口气流方向与自由来流夹角等于0,°2,°4°和6&... 选择进气道外压缩段的气流转折角为设计变量,以进气道的压升比为约束条件,分别以总压恢复系数和阻力系数为优化目标,基于一维气体动力学,在飞行马赫数6,飞行高度25 km,进气道出口气流方向与自由来流夹角等于0,°2,°4°和6°的条件下,对二维混压式高超声速进气道进行了优化设计,得到了优化的斜激波配置。优化结果表明,在所讨论的各种情况下,以阻力系数最小为目标得到的外压缩段斜激波系与以总压恢复系数最大为目标得到的外压缩段斜激波系基本相同,都近似为等强度斜激波系。运用数值模拟手段验证了等强度斜激波系配置原则,本文提供的方法可以用于二维混压式高超声速进气道的初步设计。 展开更多

关键词 高超声速进气道 混压式进气道 斜激波 优化

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基于主动射流控制的二元混压式进气道起动特性研究 被引量：8

3

作者 方传波 夏智勋 +1 位作者 胡建新 游进 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第3期280-284,共5页

以N-S时均化方程为控制方程,采用SSTk-ω湍流模型对主动射流控制下的典型二元混压式超声速进气道二维定常流场进行了数值模拟和分析,验证了利用主动射流控制改善进气道起动特性的可行性,研究了不同射流流量、速度、总温对进气道起动特... 以N-S时均化方程为控制方程,采用SSTk-ω湍流模型对主动射流控制下的典型二元混压式超声速进气道二维定常流场进行了数值模拟和分析,验证了利用主动射流控制改善进气道起动特性的可行性,研究了不同射流流量、速度、总温对进气道起动特性的影响。结果表明,发现射流冲量大小是利用主动射流实现进气道迟滞回路内再起动的关键因素,当射流冲量大于某一阈值后,进气道即能实现再起动。研究还发现,采用主动射流控制技术后,进气道基本能消除迟滞回路现象。 展开更多

关键词 二元混压式进气道 起动特性 主动射流控制 迟滞回路

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提高固定几何二元进气道低马赫数性能的仿真研究 被引量：5

4

作者 骆晓臣 周长省 鞠玉涛 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第4期390-393,共4页

分别以常规低、高马赫数来流设计的固定几何二元混压式进气道为例,采用数值模拟手段,探究了一种改进的外压缩波系配置方案。采用来流马赫数由低到高,外压缩激波依次封口的设计方法,提高了固定几何二元进气道的低马赫数性能。相比常规配... 分别以常规低、高马赫数来流设计的固定几何二元混压式进气道为例,采用数值模拟手段,探究了一种改进的外压缩波系配置方案。采用来流马赫数由低到高,外压缩激波依次封口的设计方法,提高了固定几何二元进气道的低马赫数性能。相比常规配波设计的进气道,来流马赫数2.15条件下的流量系数提高了0.07;来流马赫数2.15和2.4条件下,总压恢复提高近0.015。初步研究证明这种设计理念是合理的,该设计方案有待于进一步发展和实验验证。 展开更多

关键词 混压式进气道 数值仿真 内部流动

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定几何混压式轴对称超声速进气道的稳定性实验 被引量：5

5

作者 谢雪明 郭荣伟 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期282-287,共6页

对一种定几何混压式轴对称超声速进气道的稳定性进行了风洞实验研究,得到了不同状态下进气道的纹影图片、沿程静压分布以及进气道性能随出口马赫数的变化曲线,并进行了分析。结果表明:在超临界工作范围内,随着反压提高结尾激波系前移,... 对一种定几何混压式轴对称超声速进气道的稳定性进行了风洞实验研究,得到了不同状态下进气道的纹影图片、沿程静压分布以及进气道性能随出口马赫数的变化曲线,并进行了分析。结果表明:在超临界工作范围内,随着反压提高结尾激波系前移,进气道出口马赫数下降,总压恢复系数升高,而流量系数保持不变。当工作马赫数大于封口马赫数时,本研究中的混压式进气道亚临界工作状态存在稳定状态,而当马赫数低于封口马赫数时,进气道亚临界状态不稳定。 展开更多

关键词 进气道 稳定性 混压式轴对称进气道 超声速

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吸气式高超声速飞行器冷流试验设计及验证 被引量：7

6

作者 邓帆 杜新 +1 位作者 谭慧俊 曾宪政 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第10期1341-1348,共8页

对于吸气式飞行器而言,地面冷流试验是检验其进气道性能及气动特性的一项重要手段.以二元混压式进气道、机体/推进系统耦合为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的内外流一体化巡航飞行器,针对其高超声速特性开展了冷流风洞试... 对于吸气式飞行器而言,地面冷流试验是检验其进气道性能及气动特性的一项重要手段.以二元混压式进气道、机体/推进系统耦合为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的内外流一体化巡航飞行器,针对其高超声速特性开展了冷流风洞试验,来流速度范围Ma=5.0~7.0,攻角范围α=-4°~8°.测压试验结果表明,随着来流马赫数的增大,进气道的总压恢复系数下降;而流量系数先上升,在设计点达到最大值;在一定攻角范围内,进气道的总压恢复系数和流量系数提高,但当攻角增大至巡航攻角时,随着攻角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数逐渐下降.测力试验验证了数值算法的有效性,除轴向力系数以外,其余气动特性系数的发展规律及数值基本吻合,可通过修正试验值的方式外推出飞行器的气动特性数据. 展开更多

关键词 二元混压式进气道 超燃冲压发动机 内外流一体化设计 冷流试验 气动特性

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固体燃料冲压增程炮弹用混压式进气道数值模拟及实验研究 被引量：4

7

作者 夏强 武晓松 +1 位作者 孙波 熊志平 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第10期1372-1378,共7页

利用三维雷诺平均Navier-Stokes方程,在不同攻角和来流马赫数条件下,对带侧向支柱的某固体燃料冲压弹用混压式进气道的内外复杂流场进行了数值模拟,并完成了风洞实验,得到了不同状态下进气道的纹影图片、沿程静压分布及进气道出口总压... 利用三维雷诺平均Navier-Stokes方程,在不同攻角和来流马赫数条件下,对带侧向支柱的某固体燃料冲压弹用混压式进气道的内外复杂流场进行了数值模拟,并完成了风洞实验,得到了不同状态下进气道的纹影图片、沿程静压分布及进气道出口总压变化规律。结果表明:数值模拟所得流场结构与风洞实验纹影图一致;随着攻角的增大,流入进气道的空气流量减少,总压恢复系数降低,出口马赫数基本保持不变;在亚临界状态下,总压恢复系数受攻角的影响显著增大,其值甚至比临界状态时还要低;此外,在同一来流马赫数下,总压恢复系数随进气道出口反压的增大而增大。 展开更多

关键词 流体力学 混压式进气道 炮弹增程 风洞实验 数值模拟

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定几何二元倒置“X”型混压式超声速进气道实验 被引量：12

8

作者 万大为 郭荣伟 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期277-281,共5页

针对一种定几何二元倒置“X”型布局的混压式进气道进行了风洞吹风实验，得到了进气道的性能并进行了分析。结果表明，随着来流马赫数的增加，进气道总压恢复系数不断减小，流量系数却先增加，在设计点达到最大值后减小。当迎角变化时... 针对一种定几何二元倒置“X”型布局的混压式进气道进行了风洞吹风实验，得到了进气道的性能并进行了分析。结果表明，随着来流马赫数的增加，进气道总压恢复系数不断减小，流量系数却先增加，在设计点达到最大值后减小。当迎角变化时，迎背风侧进气道呈现不同的特性，在小迎角α〈6°状态下，背风侧进气道总压恢复系数先上升后下降，迎风侧进气道总压恢复系数却保持一直缓慢下降，在流量系数方面，背风侧进气道流量系数一直增加而迎风侧减小，但两侧总的流量变化不大；在大迎角（α=6-9°）状态下，背风侧进气道总压恢复系数和流量系数均下降剧烈，而迎风侧进气道总压恢复系数虽有下降但流量系数却有所上升。本文为倒置“X”型进气道的设计提供了实验依据。 展开更多

关键词 二元混压 “X”型布局 超声速进气道 倒置

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带单锥和双锥混压式进气道的冲压增程弹丸气动特性仿真分析 被引量：3

9

作者 骆晓臣 周长省 鞠玉涛 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2013年第1期110-114,共5页

针对带单锥和双锥混压式进气道的两种冲压增程弹丸,对比分析了单、双锥混压式进气道的特点。采用仿真手段,对弹丸外部气动阻力和进气道工作特性进行了数值计算,分析了不同飞行马赫数条件下的弹丸外部气动阻力的变化、进气道临界状态下... 针对带单锥和双锥混压式进气道的两种冲压增程弹丸,对比分析了单、双锥混压式进气道的特点。采用仿真手段,对弹丸外部气动阻力和进气道工作特性进行了数值计算,分析了不同飞行马赫数条件下的弹丸外部气动阻力的变化、进气道临界状态下的总压恢复、捕获流量特性,并分析讨论了进气道的起动特性。研究结果表明:在飞行马赫数2.65到1.75之间,两种冲压增程弹丸的外部气动阻力几乎相同;在飞行马赫数1.75下,两种冲压增程弹丸进气道均能够起动;在低于设计马赫数时,进气道临界状态下,单锥进气道的捕获流量和总压恢复特性均优于双锥进气道,冲压增程弹丸采用单锥进气道将更为合适。 展开更多

关键词 冲压增程弹丸 进气道 数值模拟 阻力

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钝化唇缘对超声速混压式进气道性能的影响 被引量：2

10

作者 夏强 武晓松 孙波 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第5期514-517,共4页

在高速旋转条件下,利用二维轴对称N-S方程对唇缘钝化的超声速弹用进气道内外的复杂流场进行了数值模拟,所得流场结构清晰。湍流模型为RNGk-ε两方程模型,数值格式为一阶迎风格式。获得了在设计马赫数下不同外罩唇缘钝化半径对进气性能... 在高速旋转条件下,利用二维轴对称N-S方程对唇缘钝化的超声速弹用进气道内外的复杂流场进行了数值模拟,所得流场结构清晰。湍流模型为RNGk-ε两方程模型,数值格式为一阶迎风格式。获得了在设计马赫数下不同外罩唇缘钝化半径对进气性能参数的影响。研究表明,在唇缘钝化半径合理增大的情况下,进气道的稳定工作范围变宽,总压恢复系数提高,唯一不利因素为进气道总阻力有所增大,证实唇缘钝化后的进气道能满足固冲增程炮弹的使用要求。 展开更多

关键词 钝化唇缘 混压式进气道 高速旋转 数值模拟

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通过附面层泄除提高定几何混压式进气道性能的方法研究 被引量：4

11

作者 贺永杰 马高建 刘志伟 《航空兵器》 2010年第2期28-31,41,共5页

研究了附面层泄除对定几何混压式进气道起动马赫数、起动点性能和巡航点性能的影响,分析了放气槽的轴向位置、开口面积、出口面积和放气槽与当地气流夹角对进气道性能的影响,研究表明放气槽的轴向位置和出口面积对进气道性能影响较大,... 研究了附面层泄除对定几何混压式进气道起动马赫数、起动点性能和巡航点性能的影响,分析了放气槽的轴向位置、开口面积、出口面积和放气槽与当地气流夹角对进气道性能的影响,研究表明放气槽的轴向位置和出口面积对进气道性能影响较大,且在低马赫数下附面层泄除的影响更明显。最后设计了带放气槽的进气道,在典型状态下,总压恢复系数较原方案提高约7%。 展开更多

关键词 定几何混压式进气道 数值模拟 附面层泄除 起动

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高速冲压推进弹丸气动特性仿真分析 被引量：1

12

作者 骆晓臣 陈雄 周长省 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2013年第4期482-486,共5页

针对设计马赫数为4的冲压推进弹丸,采用数值仿真手段,分析了设计马赫数下进气道的工作特性。对被动段飞行的弹丸内、外部气动阻力进行了数值计算,分析了不同飞行马赫数条件下的弹丸气动阻力的变化。研究结果表明:设计马赫数下,冲压推进... 针对设计马赫数为4的冲压推进弹丸,采用数值仿真手段,分析了设计马赫数下进气道的工作特性。对被动段飞行的弹丸内、外部气动阻力进行了数值计算,分析了不同飞行马赫数条件下的弹丸气动阻力的变化。研究结果表明:设计马赫数下,冲压推进弹丸的进气道具备再起动能力,进气道亚临界状态最大总压恢复在0.25左右;在弹丸飞行的被动段,随着飞行马赫数从4降低到3,弹丸内部气动阻力系数几乎保持不变,在0.06左右;外部气动阻力系数由马赫数4下的0.16增加到马赫数3下的0.21,弹丸总的气动阻力系数由马赫数4下的0.23增加为马赫数3下的0.27。外部阻力中,摩擦阻力占约20%;内部阻力中,摩擦阻力占40%左右。 展开更多

关键词 冲压推进弹丸 混压式进气道 数值仿真 阻力

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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

13

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. 展开更多

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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可调混压进气道超额定工况黏性作用理解 被引量：1

14

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。 展开更多

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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二元混压式进气道压缩段性能快速估算及优化 被引量：1

15

作者 王宏涛 石德平 刘恒军 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第11期2490-2498,共9页

冲压动力导弹的进气道性能决定了导弹动力系统的优劣,因此在冲压动力导弹设计初期,有必要对二元混压式进气道超声速压缩段性能进行快速估算及优化。针对该问题,提出将进气道外形进行参数化建模,建立基于特征线及边界层理论的进气道性能... 冲压动力导弹的进气道性能决定了导弹动力系统的优劣,因此在冲压动力导弹设计初期,有必要对二元混压式进气道超声速压缩段性能进行快速估算及优化。针对该问题,提出将进气道外形进行参数化建模,建立基于特征线及边界层理论的进气道性能快速估算方法,并通过激波边界层干扰分离指标变量以及喉道流动参数二次修正,提高对进气道性能估算的精度。估算结果与CFD计算结果的对比,表明了该方法可以对设计状态下二元混压式进气道超声速压缩段阻力系数、平均总压恢复系数及流量系数进行具有较高精度的快速估算,最大误差不超过1.5%。此外该方法与遗传优化算法结合,对进气道超声速压缩段外形设计参数进行快速优化,使进气道压缩段阻力系数下降了13.8%,表明该结合方法可在冲压动力导弹设计初期阶段提高二元混压式进气道的性能。 展开更多

关键词 二元混压式进气道 超声速压缩段 特征线法 快速估算 优化设计

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