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二维高超声速进气道内激波-边界层相互作用
被引量：
7
1
作者
黄舶
李祝飞
+2 位作者
贾立超
杨基明
罗喜胜
《中国科学技术大学学报》
CAS
CSCD
北大核心
2011年第12期1084-1089,共6页
在多级压缩二维高超声速进气道中,激波边界层相互作用在前后两级压缩面交界的折角处会诱发壁面流动的分离,导致分离泡的产生.压缩面折角位置产生的激波与唇口处边界层相互作用,同样会诱发明显的壁面流动分离.这些分离现象均存在较为明...
在多级压缩二维高超声速进气道中,激波边界层相互作用在前后两级压缩面交界的折角处会诱发壁面流动的分离,导致分离泡的产生.压缩面折角位置产生的激波与唇口处边界层相互作用,同样会诱发明显的壁面流动分离.这些分离现象均存在较为明显的动态特征和空间结构上的不稳定性,对进气道内流场及起动性能存在一定的影响.这里主要利用改进的高速纹影系统对二维二级压缩进气道内的流动结构进行观测及分析,揭示了分离流动的细节结构以及演化过程.在此基础上,采用改变壁面粗糙度以促进边界层转捩、壁面添加扰流器促进边界层内掺混流动等措施改变边界层流动状况,观察边界层控制对分离流动的影响,并取得了初步的结果.
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关键词
高超声速进气道
激波-边界层相互作用
流动分离
流动控制
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职称材料
一种用于前缘钝化高超声速进气道设计评估的CFD/特征线组合方法及其应用
被引量：
6
2
作者
高文智
李祝飞
+1 位作者
杨基明
谭慧俊
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2013年第12期1585-1592,共8页
为便于前缘钝化高超声速进气道设计与性能分析,将CFD方法与特征线法相结合,提出一种高超声速钝化锥/楔流场的快速精确计算方法 (CCM方法)。该方法将CFD方法的精度与特征线方法的效率相结合,可进行前缘钝化高超声速进气道的快速设计与性...
为便于前缘钝化高超声速进气道设计与性能分析,将CFD方法与特征线法相结合,提出一种高超声速钝化锥/楔流场的快速精确计算方法 (CCM方法)。该方法将CFD方法的精度与特征线方法的效率相结合,可进行前缘钝化高超声速进气道的快速设计与性能分析。利用CCM方法设计了一种前缘钝化两级锥轴对称进气道构型,分析了前缘钝化对进气道前体波系位置的影响,并采用CFD模拟开展了相应的对比考察和性能参数影响研究。结果表明,对于轴对称进气道,当前缘钝化半径较小时,进气道前体波系位置及流动性能基本不变;当钝化半径增至一定的尺度后,前缘激波向外偏移以及进气道性能参数的下降开始显露并渐趋明显。在设计状态点附近,低来流Ma下前缘钝化对轴对称进气道性能影响更为显著。对于该轴对称进气道构型,前缘钝化半径在10%捕获半径内变化时,进气道流量系数、出口截面总压恢复系数等参数变化幅度均在10%以内;进气道自起动Ma数略有下降。
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关键词
高超声速
进气道设计
前缘钝化
特征线法
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职称材料
题名
二维高超声速进气道内激波-边界层相互作用
被引量：
7
1
作者
黄舶
李祝飞
贾立超
杨基明
罗喜胜
机构
中国科学技术大学近代力学系激波实验室
出处
《中国科学技术大学学报》
CAS
CSCD
北大核心
2011年第12期1084-1089,共6页
基金
国家自然科学基金(11072237)资助
文摘
在多级压缩二维高超声速进气道中,激波边界层相互作用在前后两级压缩面交界的折角处会诱发壁面流动的分离,导致分离泡的产生.压缩面折角位置产生的激波与唇口处边界层相互作用,同样会诱发明显的壁面流动分离.这些分离现象均存在较为明显的动态特征和空间结构上的不稳定性,对进气道内流场及起动性能存在一定的影响.这里主要利用改进的高速纹影系统对二维二级压缩进气道内的流动结构进行观测及分析,揭示了分离流动的细节结构以及演化过程.在此基础上,采用改变壁面粗糙度以促进边界层转捩、壁面添加扰流器促进边界层内掺混流动等措施改变边界层流动状况,观察边界层控制对分离流动的影响,并取得了初步的结果.
关键词
高超声速进气道
激波-边界层相互作用
流动分离
流动控制
Keywords
hypersonic inlet
shockwave-boundary layer interaction
separation
flow control
分类号
O357.42 [理学—流体力学]
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职称材料
题名
一种用于前缘钝化高超声速进气道设计评估的CFD/特征线组合方法及其应用
被引量：
6
2
作者
高文智
李祝飞
杨基明
谭慧俊
机构
中国科学技术大学近代力学系激波实验室
南京航空航天
大学
能源与动
力学
院
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2013年第12期1585-1592,共8页
基金
国家自然科学基金(11132010)
文摘
为便于前缘钝化高超声速进气道设计与性能分析,将CFD方法与特征线法相结合,提出一种高超声速钝化锥/楔流场的快速精确计算方法 (CCM方法)。该方法将CFD方法的精度与特征线方法的效率相结合,可进行前缘钝化高超声速进气道的快速设计与性能分析。利用CCM方法设计了一种前缘钝化两级锥轴对称进气道构型,分析了前缘钝化对进气道前体波系位置的影响,并采用CFD模拟开展了相应的对比考察和性能参数影响研究。结果表明,对于轴对称进气道,当前缘钝化半径较小时,进气道前体波系位置及流动性能基本不变;当钝化半径增至一定的尺度后,前缘激波向外偏移以及进气道性能参数的下降开始显露并渐趋明显。在设计状态点附近,低来流Ma下前缘钝化对轴对称进气道性能影响更为显著。对于该轴对称进气道构型,前缘钝化半径在10%捕获半径内变化时,进气道流量系数、出口截面总压恢复系数等参数变化幅度均在10%以内;进气道自起动Ma数略有下降。
关键词
高超声速
进气道设计
前缘钝化
特征线法
Keywords
Hypersonic
Inlet design
Leading edge bluntness
Method of characteristics
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]
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
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
二维高超声速进气道内激波-边界层相互作用
黄舶
李祝飞
贾立超
杨基明
罗喜胜
《中国科学技术大学学报》
CAS
CSCD
北大核心
2011
7
在线阅读
下载PDF
职称材料
2
一种用于前缘钝化高超声速进气道设计评估的CFD/特征线组合方法及其应用
高文智
李祝飞
杨基明
谭慧俊
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2013
6
在线阅读
下载PDF
职称材料
已选择
0
条
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引用分析
参考文献
引证文献
统计分析
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