| 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 |
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| 引用本文： | 高文智,李祝飞,杨基明,谭慧俊.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[J].推进技术,2013,34(12):1585-1592. |
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| 作者姓名： | 高文智 李祝飞 杨基明 谭慧俊 |
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| 作者单位： | 中国科学技术大学 近代力学系激波实验室,安徽 合肥 230027;中国科学技术大学 近代力学系激波实验室,安徽 合肥 230027;中国科学技术大学 近代力学系激波实验室,安徽 合肥 230027;南京航空航天大学 能源与动力学院,江苏 南京 210016 |
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| 基金项目： | 国家自然科学基金(11132010)。 |
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| 摘 要： | 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 |
| 收稿时间： | 2013/3/26 0:00:00 |
| 修稿时间： | 2013/5/15 0:00:00 |
A Combined CFD/Characteristic Method for Design and Performance Prediciton of Hypersonic Inlet with Leading Edge Bluntness |
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| GAO Wen-zhi,LI Zhu-fei,YANG Ji-ming and TAN Hui-jun.A Combined CFD/Characteristic Method for Design and Performance Prediciton of Hypersonic Inlet with Leading Edge Bluntness[J].Journal of Propulsion Technology,2013,34(12):1585-1592. |
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| Authors: | GAO Wen-zhi LI Zhu-fei YANG Ji-ming and TAN Hui-jun |
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| Institution: | Department of Modern Mechanics, University of Science and Technology of China,Anhui 230027, China;Department of Modern Mechanics, University of Science and Technology of China,Anhui 230027, China;Department of Modern Mechanics, University of Science and Technology of China,Anhui 230027, China;College of Energy and Power Engineering, Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, Nanjing 210016, China |
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| Abstract: | |
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| Keywords: | Hypersonic Inlet design Leading edge bluntness Method of characteristics |
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