您现在的位置: 首页> 研究主题> 高超声速进气道

高超声速进气道

高超声速进气道的相关文献在2000年到2022年内共计258篇,主要集中在航空、航天(宇宙航行)、力学 等领域,其中期刊论文108篇、会议论文67篇、专利文献117844篇;相关期刊33种,包括国防科技大学学报、南京航空航天大学学报、弹箭与制导学报等; 相关会议31种,包括第十七届全国激波与激波管学术会议、第十四届全国空气弹性学术交流会、第十六届全国激波与激波管学术会议等;高超声速进气道的相关文献由410位作者贡献,包括张堃元、谭慧俊、梁德旺等。

高超声速进气道—发文量

期刊论文>

论文:108 占比:0.09%

会议论文>

论文:67 占比:0.06%

专利文献>

论文:117844 占比:99.85%

总计:118019篇

高超声速进气道—发文趋势图

高超声速进气道

-研究学者

  • 张堃元
  • 谭慧俊
  • 梁德旺
  • 常军涛
  • 袁化成
  • 尤延铖
  • 王振国
  • 鲍文
  • 李祝飞
  • 杨基明
  • 期刊论文
  • 会议论文
  • 专利文献

搜索

排序:

年份

作者

    • 王鑫; 袁化成; 刘甫州; 张锦昇
    • 摘要: 为实现高超声速进气道快速设计、缩短设计迭代周期,将基于激波形状和基于壁面参数分布的型面逆设计方法相结合,给出了一种兼顾几何约束和气动需求的曲面压缩高超声速进气道参数化设计方法;同时,基于有旋特征线法提出了一种进气道流场快速求解方法(MOC),通过准确捕捉弯曲激波、唇罩激波、肩部膨胀区以及反射激波系等流场结构,实现了对高超声速进气道设计工况及亚额定工况下流场及无粘性能的快速求解。与CFD方法相比,MOC方法求解效率提升300倍左右,不同工况下的进气道喉道截面性能求解误差不超过2%;将高超声速进气道参数化设计方法与流场快速求解方法相结合,在获取进气道设计方案的同时,可快速获取进气道在不同工况下的无粘气动性能,从而为进气道的自动优化设计提供支撑。
    • 高文智; 宋志雄; 田野; 赵鹏飞
    • 摘要: 为研究动态反压下的激波串特性,针对一种带凹腔的二元进气道/隔离段构型,在马赫数为6的来流下模拟了堵塞比从0.20增长到0.32再保持不变的动态节流流动,分析了堵塞比增长时间(1~10 ms)对激波串运动的影响。结果表明:激波串在节流变化初期向下游运动,随后向上游运动并最终稳定在某一位置。当堵塞比增长时间在5 ms以内时,激波串向下游和向上游运动的幅度分别为3 mm以内和约18 mm,且激波串运动滞后于节流变化,滞后时间随着增长时间的延长而缩短。当增长时间大于等于6 ms时,激波串可向下游运动到凹腔中部,幅度可达31 mm,并伴随着流动振荡;向上游运动幅度仍约为18 mm,激波串运动与节流变化近似同步。分析表明:较短增长时间工况下,激波串运动滞后主要是因为节流引起反压升高、传播时间大于堵塞比增长时间;较长增长时间工况下,凹腔内流动振荡主要是堵塞比增长初期凹腔亚声速区排出流量增加,回流区横向尺度减小,导致凹腔超声速区膨胀并出现“壅塞”,产生分离激波与回流区相互作用、发生振荡。工程设计时应考虑激波串运动的滞后及其对流动性能的影响。
    • 周航; 金志光
    • 摘要: 传统的密切轴对称理论被广泛应用于均匀来流下的三维密切曲面激波反设计,为解决非均匀来流条件下的三维曲面激波反问题,提出了一种微元密切轴对称流场(MOA)求解方法.该方法沿激波面的周向和流向构建一系列微元密切面,在每个微元面内进行三维向二维流动的等效转换,从而突破了传统密切方法中不能有横向波后流动的限制.利用该方法编写设计程序,分别基于带攻角来流条件和外锥型流来流条件重构了标准内锥曲面激波,并与数值仿真结果进行了比较,结果表明,非均匀来流下激波曲面的三维形状均与预设形状完全一致,实现了非均匀来流下曲面激波形状可控.MOA方法在吸气式高超声速推进领域中前体∕进气道一体化设计方面有重要应用前景.
    • 徐尚成; 王翼; 苏丹; 范晓樯; 王振国
    • 摘要: 高超声速进气道在起动过程中存在迟滞现象,起动迟滞对发动机的工作范围有重要影响.以一种Bump/前体一体化进气道为研究对象,通过试验和数值仿真结合的方法,研究迎角变化引起的进气道起动迟滞现象.试验在国防科技大学LF-220自由射流风洞中进行,来流条件Ma=5.0,采用蓄热式加热器对上游气流进行加热,稳定段总压1.59MPa,试验段静温91.67K.试验模型由底座、进气道前体前锥、进气道前体后锥和唇罩4部分组成,模型总长度285mm.采用PSI压力传感器对模型壁面压力进行测量,采样频率为100 Hz.试验成功捕捉到进气道随迎角变化由不起动转化为起动的动态过程.研究表明,高超声速进气道随迎角变化存在明显的迟滞现象.试验获得进气道自起动迎角为-1.3°,而进气道自不起动迎角大于10°.在进气道自起动/自不起动过程的研究中发现,随着进气道流动状态的不同,迎角和大尺度分离区交替主导流量变化.
    • 李蔚霆; 袁化成; 郭荣伟
    • 摘要: 对一种Ma=2.5~5.0范围工作的飞行器推进系统曲面压缩定几何进气道设计开展了初步研究,获得了该进气道的内外波系、流场性能及攻角特性,并对其前体构型做了相关研究.二维仿真模拟结果显示,采用曲面压缩设计的定几何进气道在Ma=2.5~5.0范围内均可正常工作,且具有较高的流量捕获能力;在二维构型基础上,开展了进气道三维构型设计,研究了攻角对三维进气道气动性能的影响,并对进气道三维构型开展了前体构型设计,对比分析了前体构型对进气道气动性能的影响.三维数值模拟结果显示,三维进气道同样可以在Ma=2.5~5.0范围内正常工作,但气动性能略低于二维流动情况;喉道总压恢复在α=-4°时达到极值;Case3的升阻比系数对于攻角变化较为敏感,在α<-4°时,Case3的升阻比系数占据优势地位.
    • 杨慧; 路文睿; 李虹杨; 岳连捷
    • 摘要: 为研究高超声速进气道的性能参数随飞行高度、来流湍流度及来流马赫数的变化规律,并考察其压缩面上的边界层转捩现象对进气道性能的影响,采用本课题组程序平台HGFS所发展的γ-Reθ转捩模型进行了一系列的数值模拟工作,并对相应的流动现象和机理进行分析.首先,利用进气道压缩面的简化模型对γ-Reθ转捩模型经验关联公式的高超声速改进方法进行了验证;其次,以某型等熵压缩面的高超声速进气道为对象,研究了飞行高度、来流马赫数对边界层转捩位置等多个参数的影响.结果表明:随着飞行高度的增加,压缩面上边界层转捩位置延后,进气道总压恢复系数下降;与地表情况相比,在设计飞行高度转捩位置延后了约0.525 m,边界层厚度增加了约73%,总压恢复系数下降了约3.2%;来流湍流度变化0.5%量级可导致转捩位置移动0.2m左右,但来流湍流度对总压恢复系数的影响则很小.
    • 王俊伟; 夏智勋; 罗振兵; 邓雄; 杨升科
    • 摘要: 通过数值模拟研究合成射流作用于高超声速进气道内部流场,分析其对进气道起动性能的影响及进气道工作过程中对合成射流激励器本身的影响.结果表明:合成射流能够改善进气道的起动性能,其控制机理是合成射流阻碍内压缩段后部与隔离段前部两处分离边界层的连合,无法快速形成大的分离泡进而改善进气道起动性能;进气道工作过程中压力变化剧烈导致合成射流激励器膜片单向受载过大是激励器实际应用于超声速/高超声速流动控制急需解决的问题.
    • 高文智; 李祝飞; 曾亿山; 杨基明
    • 摘要: 激波振荡是高超声速进气道不起动过程中常见的流动现象,会显著降低进气道气流捕获与压缩效率、产生剧烈的非定常气动力载荷而危害飞行器安全.从激波振荡的控制出发,实验研究了前体转捩带位置的涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡流动的影响.分别在起动和激波振荡两种进气道流态下,选择无、0.5 mm与1 mm高度涡发生器工况进行对比研究.并采用高速纹影与壁面动态测压同步记录非定常流动特征.结果表明,1 mm高度内的涡发生器对起动状态的进气道主流流场结构、壁面压强分布影响不显著.但对于激波振荡流动,涡发生器会明显缩小外压缩面分离区运动范围,缩短振荡周期,提升振荡周期内壁面压强的时均值.涡发生器的影响程度随其高度的增大而增强,其中振荡周期从无涡发生器的4 ms缩短到1 mm高度涡发生器的3.13 ms.此外,0.5 mm高度涡发生器会使得进气道内部测点的压强振荡幅值整体下降,相比无涡发生器工况的下降幅度可达23%.流场结构与壁面压强信号的分析表明,涡流发生器主要通过其产生的流向涡影响激波振荡流动,包含流向涡对下游边界层的扰动以及流向涡与分离区的相互干扰.%Shock oscillations are common flow phenomena encountered in the unstarting processes of hypersonic inlets. They can significantly reduce the airflow capturing and compression efficiency and generate severe unsteady aerodynamic loads. These are highly detrimental to the fight safety of hypersonic vehicles. Aiming at the control of shock oscillation flows, the effects of vortex generators on the oscillatory flows of an axisymmetric hypersonic inlet are studied experi-mentally. Both started flows and oscillatory flows are investigated with synchronized high speed schlieren imaging and transient surface pressure measurement,as no vortex generators,0.5 mm and 1 mm thick vortex generators fixed on the inlet forebody. According to the experimental results,minor effects are exerted on the main flowfield and wall pressure of the started flows for vortex generators within 1 mm thickness.However,the vortex generators can substantially reduce the scale of external separations, shorten the oscillatory period and increase the time-averaged pressure magnitude of the oscillatory flows. The effects of vortex generators enhance with the increase of their thickness,and the oscillatory period is shortened from 4 ms for no vortex generator cases to 3.13 ms for 1 mm thick vortex generator cases. In addi-tion,the 0.5 mm thick vortex generators can generally reduce the oscillatory amplitude of surface pressure of the inlet duct,of which decreasing percentage can reach 23%. According to the analysis of the schlieren images and the surface pressure signals,effects of the vortex generators are exerted through streamwise vortexes in the wake flows,including the disturbances of streamwise vortexes exerted on the downstream boundary layers and the interactions between streamwise vortexes and separation regions.
  • 查看更多

客服邮箱:kefu@zhangqiaokeyan.com

京公网安备:11010802029741号 ICP备案号:京ICP备15016152号-6 六维联合信息科技 (北京) 有限公司©版权所有
  • 客服微信

  • 服务号