|
1.
|
高超飞行器进气道/内流道流动特性试验
|
|
|
|
|
|
|
王成鹏 张红英 孙姝 王江峰 程克明《航空动力学报》,2007年第22卷第10期
|
|
|
用Ma∞=7风洞试验的方法研究了一种吸气式高超声速飞行器二维进气道/内流道的流场特征与起动特性.试验结果表明:在来流总压0.5～1.9 MPa、单位雷诺数2.48×106～7.95×106范围内,进气道起动的前提下,进气道/内流道沿程压力分布受来流总压、雷诺数的影响变化很小;在进气道外压缩段流动未受干扰前进气道隔离段最大可承受反压约为250倍自由来流压力;未加侧板时该进气道具有自起动能力,加侧板后隔离段出口压力有所增加;在设计点工况,该进气道增压比42.9,总压恢复0.27,出口马赫数2.76.
|
|
2.
|
带前体压缩的前掠侧压式进气道实验及数值研究 被引次数：19
|
|
|
|
|
|
|
金志光 张堃元《推进技术》,2005年第26卷第6期
|
|
|
为提高侧压式进气道流量系数，设计了一种前机身顶压与侧压相结合的前掠侧压式进气道，在马赫5．3小高超风洞中完成吹风实验，并用FLUENT软件对进气道流场进行了数值模拟，分析了主要流动特征，获得了进气道基本性能。实验结果表明，马赫5．3设计状态下，这种前掠侧压式进气道的流量系数可以达到0．85以上，比一般后掠进气道提高20％左右。通过数值及实验研究发现，进气道下游隔离段内由于上下壁面的巨大压差导致顶板对称面两侧出现对涡，涡面将隔离段内的流动分为高速高能区与低速低能区两种流动。
|
|
3.
|
几何尺寸对高超声速进气道气动性能的影响 被引次数：1
|
|
|
|
|
|
|
王亚岗 袁化成 郭荣伟《航空学报》,2014年第7期
|
|
|
为了探索模型缩尺比对高超声速进气道气动性能的影响,对不同缩尺比的二元高超声速进气道开展了数值模拟研究,结果表明:随着缩尺比的增大,进气道流量系数、隔离段出口总压恢复系数和马赫数均逐渐增大,而静压比逐渐减小,且来流马赫数越高,上述参数变化幅度越大。由理论与数值模拟分析可知,上述现象主要是由于不同缩尺比下,进气道当地雷诺数不同,导致进气道附面层相对厚度变化,进而影响进气道气动性能。理论分析了进气道总压恢复系数与缩尺比的定量关系,就进气道而言,进气道进口处附面层相对厚度减小1%,隔离段出口总压恢复系数提高约0.7%。
|
|
4.
|
二元高超声速变几何进气道气动特性研究 被引次数：2
|
|
|
|
|
|
|
滕健 袁化成《航空动力学报》,2013年第28卷第4期
|
|
|
设计了一种唇罩可沿来流方向平移的二元高超声速变几何进气道,对进气道开展了三维数值仿真研究,就气动特性与相应定几何进气道进行了对比.结果表明:通过迎着来流方向平移唇罩,进气道内收缩比由1.80下降至1.57,自起动马赫数由4.9下降至3.4.在来流马赫数为4.0～7.0范围内,变几何进气道与定几何进气道隔离段出口马赫数和增压比相差不大,变几何进气道流量系数和总压恢复系数可实现提升最大值分别为21％和9％.二元高超声速变几何进气道综合气动性能明显高于定几何进气道.
|
|
5.
|
隔离段对二维混压式进气道出口参数的影响 被引次数：1
|
|
|
|
|
|
|
黄伟 罗世彬 王振国《火箭推进》,2007年第33卷第4期
|
|
|
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。
|
|
6.
|
带进气道的隔离段流场实验研究与数值模拟 被引次数：7
|
|
|
|
|
|
|
王成鹏 张堃元 杨建军《推进技术》,2004年第25卷第1期
|
|
|
通过风洞实验与数值模拟研究了超燃冲压发动机带进气道的隔离段流动。结合RNGk ε模型隐式求解了三维N S方程,并将计算结果与实验结果进行了比较。研究发现,RNGk ε模型能较好地模拟出超声速流动的激波与分离现象;进气道喉道流动的非均匀性使隔离段内激波/附面层干扰流场与均匀来流条件下的流场有显著差别。风洞实验表明,同一个模型,风洞马赫数为3 85试验的隔离段入口压力畸变大于马赫5 3;但前者隔离段出口截面压力分布比后者更均匀;隔离段入口畸变度大,隔离段实际能达到的压升就低。研究表明隔离段内的总压损失在整个进气道 隔离段组合体总压损失中占了相当大的比重。
|
|
7.
|
双模态冲压发动机高超进气道的实验研究 被引次数：9
|
|
|
|
|
|
|
杨进军 张堃元 徐辉 徐惊雷《推进技术》,2001年第22卷第6期
|
|
|
设计了侧压角为6°,后掠角45°,斜楔板压缩角分别为4°和8°的两套带隔离段的高超三维侧压式进气道,通过风洞实验研究了来流马赫数、出口反压、斜楔板压缩角以及隔离段等对进气道性能的影响.实验结果表明,在高来流马赫数及较小的斜楔板压缩角时,进气道的流量系数、总压恢复系数较高.总增压比在不同斜楔板压缩角时基本保持不变.
|
|
8.
|
矩形截面高超声速进气道高焓风洞实验 被引次数：1
|
|
|
|
|
|
|
袁化成 郭荣伟《航空动力学报》,2010年第25卷第12期
|
|
|
对飞行马赫数为4.5～6.5的矩形截面高超声速进气道进行了马赫6、5及4的高焓风洞实验研究，获得了进气道在不同反压下的性能参数及沿程静压分布。实验结果显示，设计状态下（M=6， =0°），进气道的流量系数和总压恢复系数分别为0.97和0.41,增压比约为来流静压的35倍，隔离段出口马赫数不大于2.6；最大承受反压不小于来流静压的114.5倍。研究还发现，反压升高引起的激波串可停留在内压段，且不影响进气道的流量捕获；当M=5， =0°时，进气道的流量系数不低于0.77,总压恢复系数在0.49～0.67之间变化。在设计工作马赫数及攻角范围内，进气道内未发现明显的流动分离，均可正常起动工作。
|
|
9.
|
二元高超声速进气道内压缩通道/隔离段曲面构型 被引次数：5
|
|
|
|
|
|
|
张晓嘉 梁德旺 黄国平《推进技术》,2008年第29卷第1期
|
|
|
对于二元高超声速进气道内压缩通道及隔离段设计,提出了进气道下壁弧形曲面构型方案。在一系列不同收缩比、不同波系配置的平面构型进气道基础上,通过基于N-S方程的数值模拟研究了不同半径的弧形过渡曲面对进气道性能的影响。发现采用弧形曲面过渡可以削弱平面构型方案对气流不必要的膨胀,减小隔离段进口处上侧壁面高压,改善隔离段进口气流均匀性。新构型有助于降低起动马赫数,且弧形过渡半径越大,收缩比越大,降低的程度越明显;还可以大大提高进气道的总压恢复,无须最后一道内压激波打在下壁面肩点上即可获得较高的性能。
|
|
10.
|
一种带前体的高超声速矩转圆形进气道研究 被引次数：2
|
|
|
|
|
|
|
李璞 郭荣伟《航空学报》,2009年第30卷第4期
|
|
|
对一种带前体的高超声速矩转圆形进气道开展了数值仿真及高焓脉冲风洞试验研究。结果表明：(1)来流马赫数为6时进气道出口马赫数为2.60，总压恢复系数为0.40，增压比为39.8，流量系数为0.769；来流马赫数为5时进气道出口马赫数为2.28，总压恢复系数为0.45，增压比为19.7，流量系数为0.643；(2)超声通流时，内通道上、下壁面静压大幅波动；(3)隔离段内较强的横向压力梯度使得进气道出口流场畸变较大；(4)前体横向溢流较大，对进气道性能不利；(5)数值仿真与实验结果吻合较好，验证了计算方法的可靠性。
|
|
11.
|
超燃冲压发动机进气道不起动仿真研究 被引次数：13
|
|
|
|
|
|
|
鲍文 常军涛 郭新刚 崔涛《航空动力学报》,2005年第20卷第5期
|
|
|
对超燃冲压发动机进气道-隔离段进行了二维稳态流场数值模拟,给出了超燃冲压发动机进气道起动到不起动整个过程的数值模拟结果。得到了不同压比下、不同攻角下进气道-隔离段内部流场等压线图,分析了进气道-隔离段壁面静压分布特性,初步给出了进气道不起动状态的判断准则。
|
|
12.
|
中国超燃冲压发动机研究回顾 被引次数：16
|
|
|
|
|
|
|
刘兴洲《推进技术》,2008年第29卷第4期
|
|
|
回顾了中国近年来在超燃冲压发动机领域的研究进展。首先是高超声速进气道的研究进展,包括高超声速进气道中激波与附面层干扰、起动和再起动、隔离段、进气道附面层抽吸、进气道通道内外压缩比、侧压式进气道、Busemann进气道等。其次是超声速燃烧方面的研究及模型超燃冲压发动机研究。最后对研究工作进行了评述。
|
|
13.
|
一组不同内收缩比二维进气道唇口开启过程实验研究
|
|
|
|
|
|
|
冯定华 范晓樯 丁国昊 李桦《实验流体力学》,2008年第22卷第3期
|
|
|
设计了小型直联式实验台,模拟来流马赫数5.3,对一组具有不同内收缩比的二维进气道唇口开启过程及其特性开展了实验研究.进气道唇口的角度位置和隔离段高度均可调节,由此实现进气道不同内收缩比要求.通过分析进气道底板壁面压力分布,总结了进气道开启过程特性及其影响因素.
|
|
14.
|
高超声速进气道等直隔离段的反压特性研究 被引次数：3
|
|
|
|
|
|
|
李博 袁化成 梁德旺《宇航学报》,2008年第29卷第1期
|
|
|
为了研究高超声速进气道等直隔离段的反压特性,对均匀来流和有斜波入射(非均匀)情况下的等直隔离段内流场进行了数值分析.研究了不同来流马赫数下等直隔离段在不同反压作用下的流动特征,分析了激波串的变化规律以及激波串长度与反压的关系,明确了激波串名义长度与激波串长度的概念.结果表明,随着反压的增加,激波串起始位置前移、名义长度增加,计算值与Waltrup-Billig经验式吻合很好;激波串长度逐渐减小,并给出了激波串长度与反压比的拟合关系.当接近最大承受反压时,激波串由斜激波串逐渐变为正激波串,其对气流的压缩作用接近于正激波的压缩效果.当来流非均匀时,隔离段内形成不对称的单边激波串结构,且最大承受反压下无正激波串出现.
|
|
15.
|
反压诱导方式对超燃冲压发动机隔离段流动特性影响
|
|
|
|
|
|
|
王宇航 宋文艳 白菡尘 陈亮《航空动力学报》,2016年第31卷第11期
|
|
|
为了探究传统机械限流方式同燃烧释热对隔离段流动特性影响的异同,采用实验结合数值计算的方法研究了限流方式与实际燃烧诱导压升的差异.使用氢燃料进行不同当量比的燃烧实验,并使用燃烧室出口安装楔块的方式进行限流实验,对比了来流条件相同,且隔离段出口压比相同时两种实验下的压力分布.使用经过验证的数值方法模拟了不同隔离段出口压力下燃烧状态及对应的限流状态,对比了两种状态下隔离段流场细节.实验结果表明:激波链即将进入隔离段时,两者的压力分布大致相同;激波链进入隔离段后,隔离段出口压比2.3,两者的壁面压力分布有明显差别.此状态下的计算结果表明:燃烧状态下隔离段内分离区首先出现于下壁面,激波链向上偏折;而限流状态分离区出现于上壁面,两者的流场会有一定差异.反压继续增大的计算结果表明:隔离段出口压比达3.0时,两者的隔离段内流场差别逐渐减小并最终趋于一致.燃烧反压场与限流实验的模拟反压场一致时,才能直接采用限流实验的结果评估反压对进气道的扰动风险.
|
|
16.
|
内压缩通道几何参数对高超声速进气道性能的影响 被引次数：4
|
|
|
|
|
|
|
张晓嘉 梁德旺《南京航空航天大学学报》,2005年第37卷第6期
|
|
|
用N-S方程模拟了一系列不同收缩比、不同波系配置的内压缩通道内流动,研究了内压收缩通道几何参数对进气道性能的影响,发现对于相同的外压段,内压面积收缩比对进气道内压缩通道温升比、压比和起动性能具有较好的相似规律,且随着内压面积收缩比增加,进气道温升比、压比增加,出口流场畸变下降,起动马赫数增大。通过对相同压比下不同内外压缩比的进气道性能的研究,得到了内外压缩比对进气道效率和起动性能的影响规律,发现压缩程度相同时,进气道效率和起动马赫数均随内外压缩比有先增大后减小再增大的规律。
|
|
17.
|
抽吸对高超声速进气道抗反压能力的影响 被引次数：2
|
|
|
|
|
|
|
常军涛 鲍文 崔涛 于达仁《航空动力学报》,2008年第23卷第3期
|
|
|
对不同抽吸开孔率下某典型高超声速进气道进行了二维数值模拟,简要分析了压比变化对隔离段内部流场的影响,在该分析的基础上讨论了附面层抽吸对进气道最大抗反压能力的影响,给出了最大抗反压能力随抽吸流量之间的变化规律,分析了采用附面层抽吸技术提高进气道抗反压能力的原因.分析结果表明:采用附面层抽吸技术能够提高进气道的抗反压能力,相当于增加了隔离段的长度.抽吸孔面积越大,相对抽吸流量越大,进气道的抗反压能力越大.
|
|
18.
|
一种高超声速二元混压式进气道的研究 被引次数：2
|
|
|
|
|
|
|
谢旅荣 郭荣伟《航空学报》,2009年第30卷第12期
|
|
|
针对飞行马赫数为6.00的二元进气道模型开展了高焓脉冲风洞试验研究，分析了进气道在不设置反压和设置反压两种情况下的激波结构、内通道皮托压分布及隔离段出口的性能，并结合数值仿真分析了通道内的流场特性。研究结果表明:在无反压情况下，进气道内通道激波反射明显，靠近下壁面的皮托压值均低于其他测点，在隔离段出口截面，靠近侧壁皮托压有所降低；在一定反压条件下，结尾激波系上传至隔离段内，结尾激波位置不对称；堵塞度为62%的反压条件下，结尾激波系位于喉道位置，隔离段出口截面下半部分已经是亚声速流动；在来流马赫数Ma=6.07，迎角α=4.5°无反压情况下，隔离段出口总压恢复系数为0.477，平均马赫数为2.72，增压比为44，流量系数为0.81,表明进气道性能良好。
|
|
19.
|
一种前体加宽型高超声速进气道试验方案研究 被引次数：2
|
|
|
|
|
|
|
袁化成 郭荣伟《航空学报》,2012年第33卷第4期
|
|
|
根据矩形截面高超声速进气道前体的流动特征,对一种前体加宽型高超声速进气道试验方案开展了数值仿真及高焓风洞试验研究。首先,对不同前体宽度的高超声速进气道开展了三维数值仿真研究,结果显示:随着前体宽度的增加,进气道的流量系数和静压比逐渐增加,而总压恢复系数和隔离段出口马赫数逐渐减小,表现为先急后缓,且当来流马赫数和来流攻角变化时依旧保持上述变化规律。其次,对前体加宽型高超声速进气道试验方案开展了高焓风洞试验研究,结果表明:加宽前体可有效地提高进气道的流量系数,较为真实地反映此类进气道的流动特征,试验结果与数值仿真结果吻合较好。考虑到进气道性能参数随前体宽度变化规律表现为先急后缓,建议在试验条件下前体宽度比取0.5~0.8之间较为适宜。
|
|
20.
|
抽吸位置对高超声速进气道起动性能的影响 被引次数：5
|
|
|
|
|
|
|
王卫星 袁化成 黄国平 梁德旺《航空动力学报》,2009年第24卷第4期
|
|
|
对某典型二元高超声速进气道流场进行了二维数值模拟,研究了抽吸位置及抽吸流量对进气道性能的影响.结果表明:抽吸可以有效地改善进气道起动性能,但不同的抽吸位置改善效果不同.在内压段抽吸时,抽吸流量越大进气道的起动性能改善越明显;外压段抽吸可以有限地改善进气道的起动性能.抽吸孔布置在喉道前压力随马赫数变化较大的区域时,能够实现抽吸流量随来流马赫数的变化自动调节,更好地改善起动性能.对气动性能影响方面,外压段抽吸可以提高进气道的压缩效率,内压段和隔离段抽吸均使压缩效率变小.
|
