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密切内锥乘波前体进气道一体化设计和性能分析 被引量：30
1
作者 贺旭照 周正 倪鸿礼 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第4期510-515,共6页
采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone,OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(Os-culating Inward turning Cone W... 采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场。基于密切内锥(Osculating Inward turning Cone,OIC)乘波体设计方法,发展了密切内锥乘波前体进气道(Os-culating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)一体化设计技术。基于基准内锥流场和前体进气道一体化设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道。采用数值方法对设计的密切内锥乘波前体进气道进行了计算分析,结果表明无粘流场结构和基准内锥流场吻合,无粘模拟结果和理论设计结果吻合。粘性数值模拟结果显示一体化进气道具有较高的流量捕获率及总压恢复特性,进气道出口流场分布均匀。 展开更多
关键词 超声速进气道 乘波前体 一体化设计 密切内锥 流线追踪
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弯曲激波压缩型面的设计及数值分析 被引量：18
2
作者 潘瑾 张堃元 金志光 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第4期438-442,共5页
分别采用等压缩角和递增压缩角的小折线构成压缩型面。研究了二维均匀超声来流流过压缩面时的波后超声流场,结果表明,该方法能够形成弯曲激波且波后气流沿流向的壁面静压近似为等压力梯度,其等压力梯度程度取决于各小折线压缩角的配置... 分别采用等压缩角和递增压缩角的小折线构成压缩型面。研究了二维均匀超声来流流过压缩面时的波后超声流场,结果表明,该方法能够形成弯曲激波且波后气流沿流向的壁面静压近似为等压力梯度,其等压力梯度程度取决于各小折线压缩角的配置。采用该方法生成的曲面压缩型面进气道附面层稳定性好,优于常规的平面压缩进气道。与二维常规平面压缩进气道相比,设计工况下,性能相当;非设计工况下,性能优于二维常规平面压缩进气道。 展开更多
关键词 超声速进气道 均匀超声速流 二维流 弯曲激波 附面层分离 数值仿真
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二维非常规压缩型面超/高超声速进气道的设计概念 被引量：15
3
作者 金志光 张堃元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第3期226-229,共4页
为了提高满足一定尺寸要求的进气道的性能,提出了一种非常规压缩型面进气道,并用数值模拟手段对该进气道和常规的二维斜楔式进气道的性能进行了比较。数值模拟结果表明,设计工况下该进气道能够获得跟常规二维斜楔式进气道大致相当的气... 为了提高满足一定尺寸要求的进气道的性能,提出了一种非常规压缩型面进气道,并用数值模拟手段对该进气道和常规的二维斜楔式进气道的性能进行了比较。数值模拟结果表明,设计工况下该进气道能够获得跟常规二维斜楔式进气道大致相当的气动性能。非设计工况下,该进气道性能优于常规进气道。一体化设计时,该进气道对保持前机体来流附面层的稳定性十分有利。 展开更多
关键词 超声速进气道 高超声速进气道 二维流 非常规压缩型面 激波 一体化设计
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一种乘波前体进气道的一体化设计及性能分析 被引量：15
4
作者 贺旭照 秦思 +1 位作者 周正 倪鸿礼 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第6期1270-1276,共7页
采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(osculating inward turning cone,OIC)乘波体设计方法,发展了一体化密切内锥乘波前体进气道(osculating inward turning co... 采用特征线方法设计了具有直线初始激波、内收缩段消除激波反射、出口参数均匀可控的基准内锥流场.基于密切内锥(osculating inward turning cone,OIC)乘波体设计方法,发展了一体化密切内锥乘波前体进气道(osculating inward turning cone waverider inlet,OICWI)设计技术.基于一体化基准内锥流场和前体进气道设计技术,设计了密切内锥乘波前体进气道.采用数值软件对设计的乘波前体进气道进行了仿真分析,结论如下:①OICWI的设计是遵循气动原理的.②一体化密切内锥乘波前体进气道的前缘形状、内收缩比及出口参数可以根据需求定量准确设计.③理论设计结果和模拟结果吻合一致,证明设计方法是正确可靠的.④数值模拟研究结果表明一体化密切内锥乘波前体进气道具有较好的出口流场均匀度及较高的流量捕获率和较高的总压恢复特性. 展开更多
关键词 乘波前体 超声速进气道 一体化设计 密切内锥 流线追踪
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定几何混压式轴对称超声速进气道设计及性能计算 被引量：12
5
作者 陈兵 徐旭 +1 位作者 王元光 蔡国飙 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2005年第3期373-379,共7页
给出了定几何混压式轴对称超声速进气道型面设计及性能计算方法,进行了算例计算。对亚临界状态下脱体激波的计算进行了研究,给出了进气道临界状态性能参数随飞行马赫数和高度的改变而变化的曲线。分析了进-发匹配过程,以及进气道的自调... 给出了定几何混压式轴对称超声速进气道型面设计及性能计算方法,进行了算例计算。对亚临界状态下脱体激波的计算进行了研究,给出了进气道临界状态性能参数随飞行马赫数和高度的改变而变化的曲线。分析了进-发匹配过程,以及进气道的自调节能力。计算得到了基于进气道性能最优,即进气道工作在临界状态条件下,碳氢燃料冲压发动机的供油规律,为进气道大范围寻优设计打下了基础。 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 超声速进气道 性能计算 脱体激波 进一发匹配 供油特性
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超声速进气道与发动机的匹配 被引量：11
6
作者 卢燕 樊思齐 +1 位作者 马会民 时瑞军 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第4期323-325,共3页
以某二元混压式超声速进气道的流场数值计算结果为基础,得到超声速进气道主要内特性能参数与其进出口边界条件和几何结构参数之间的解析关系,此解析关系即为进气道的数学模型。根据此数学模型,研究了进气道与发动机之间的共同工作规律,... 以某二元混压式超声速进气道的流场数值计算结果为基础,得到超声速进气道主要内特性能参数与其进出口边界条件和几何结构参数之间的解析关系,此解析关系即为进气道的数学模型。根据此数学模型,研究了进气道与发动机之间的共同工作规律,并通过数值仿真分析了进气道二级斜板角度对进气道与发动机共同工作点的影响。 展开更多
关键词 超声速进气道 数学模型 航空发动机 进气道 发动机匹配
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二元混压超声速进气道三维流动数值分析 被引量：5
7
作者 王国辉 李进贤 蔡体敏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第2期118-121,共4页
按照MacCormack时间分裂方法 ,应用NND格式、对流迎风矢通量分裂 (AUSM)技术和Baldwin Lomax混合长度代数湍流模型 ,对贴体坐标系下三维雷诺平均N S方程进行有限差分离散。数值计算了均匀来流和非均匀来流条件下二元混压超声速进气道三... 按照MacCormack时间分裂方法 ,应用NND格式、对流迎风矢通量分裂 (AUSM)技术和Baldwin Lomax混合长度代数湍流模型 ,对贴体坐标系下三维雷诺平均N S方程进行有限差分离散。数值计算了均匀来流和非均匀来流条件下二元混压超声速进气道三维湍流流动状态 ,分析了该进气道主要性能参数随出口反压、来流马赫数、导弹工作高度及飞行攻角的变化特性 ,为深入研究进气道性能提供了一定辅助手段。 展开更多
关键词 超声速进气道 混合压缩式进气道 数值模拟 NND格式 矢通量分裂
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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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超声速进气道与飞航导弹一体化发展概述 被引量：10
9
作者 孟宇鹏 郑日恒 《飞航导弹》 北大核心 2008年第1期47-52,共6页
对采用冲压发动机的飞航导弹与超声速进气道一体化设计技术和发展进行了概述,列举了各国不同进气道布局的典型飞航导弹设计特点和将来的发展趋势。同时简要分析了进气道和弹体一体化设计需要面对和解决的问题。最后对进气道弹体一体化... 对采用冲压发动机的飞航导弹与超声速进气道一体化设计技术和发展进行了概述,列举了各国不同进气道布局的典型飞航导弹设计特点和将来的发展趋势。同时简要分析了进气道和弹体一体化设计需要面对和解决的问题。最后对进气道弹体一体化发展进行了展望。 展开更多
关键词 飞航导弹 冲压发动机 超声速进气道 一体化设计
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空-空导弹用二元混压超声速进气道数值研究 被引量：6
10
作者 王国辉 李进贤 蔡体敏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第4期36-39,共4页
对空空导弹固体火箭冲压发动机二元混压超声速进气道进行了数值研究。应用NND格式耦合对流迎风矢通量分裂技术 (AUSM) ,按照MacCormack时间分裂方法对贴体坐标系下二维雷诺平均N S方程进行有限差分离散。数值模拟了此进气道多种工况下... 对空空导弹固体火箭冲压发动机二元混压超声速进气道进行了数值研究。应用NND格式耦合对流迎风矢通量分裂技术 (AUSM) ,按照MacCormack时间分裂方法对贴体坐标系下二维雷诺平均N S方程进行有限差分离散。数值模拟了此进气道多种工况下的流动状态。结果表明 ,对于捕获激波和模拟附面层内流动均有很好的效果。在此基础上分析了来流马赫数、进气道工作高度及出口反压对进气道性能参数的影响。 展开更多
关键词 固体燃料冲压发动机 超声速进气道 数值仿真
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三面压缩式高超声速进气道流动结构研究 被引量：11
11
作者 肖雅彬 岳连捷 +3 位作者 龚鹏 王世芬 陈立红 张新宇 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第2期64-67,共4页
采用油滴显示技术结合数值模拟方法对三面压缩式高超声速进气道的流场进行了深入研究。结果揭示由于激波-边界层干扰,三面压缩进气道内存在边界层分离、溢流和三维涡结构等复杂流动现象,尤其是唇口诱发的较大强度的斜激波引起了侧壁和... 采用油滴显示技术结合数值模拟方法对三面压缩式高超声速进气道的流场进行了深入研究。结果揭示由于激波-边界层干扰,三面压缩进气道内存在边界层分离、溢流和三维涡结构等复杂流动现象,尤其是唇口诱发的较大强度的斜激波引起了侧壁和顶面的边界层分离,并在顶面附近形成大尺度的流向涡,造成隔离段内存在明显的分层现象,形成低总压区,需要在进气道设计时对这一现象进行有效控制。 展开更多
关键词 超声速进气道 流动结构 油滴显示 数值模拟
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超声速进气道/发动机一体化控制 被引量：9
12
作者 孙丰勇 张海波 叶志锋 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第10期2279-2287,共9页
为了解决超声速进气道/发动机一体化问题,建立了可进行放气调节的超声速进气道部件级数学模型,而后将其与某双轴涡扇发动机部件级模型匹配,实现进气道与发动机共同工作.基于该进气道/发动机一体化部件级模型,分析计算了超声速进气道内... 为了解决超声速进气道/发动机一体化问题,建立了可进行放气调节的超声速进气道部件级数学模型,而后将其与某双轴涡扇发动机部件级模型匹配,实现进气道与发动机共同工作.基于该进气道/发动机一体化部件级模型,分析计算了超声速进气道内流、外流特性,并研究了在超声速工作状态下进气道放气特性,验证了在超声速飞行时,发动机在中间状态与加力状态下,通过进气道放气调节,发动机安装推力提升了3%. 展开更多
关键词 超声速进气道 进气道部件级模型 放气调节 安装性能 进气道/发动机一体化
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超声速溢流条件下二元超声速进气道附加阻力计算 被引量：10
13
作者 乐川 徐大军 蔡国飙 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第11期2431-2436,共6页
通过几何关系导出了单楔、双楔和三楔超声速进气道在零攻角及有攻角时的附加阻力系数计算公式,并进一步得出了N-1楔进气道的附加阻力系数计算通用公式.通过算例研究分析了飞行马赫数、飞行攻角及进气道总转角对附加阻力的影响.分析表明... 通过几何关系导出了单楔、双楔和三楔超声速进气道在零攻角及有攻角时的附加阻力系数计算公式,并进一步得出了N-1楔进气道的附加阻力系数计算通用公式.通过算例研究分析了飞行马赫数、飞行攻角及进气道总转角对附加阻力的影响.分析表明,进气道在超声速溢流条件下,附加阻力只同飞行马赫数、攻角及各楔面转角有关;附加阻力随飞行马赫数增加而减少,随攻角及进气道外压缩面总转角增大而增大;对于加速爬升用冲压发动机而言,设计时应注意减少附加阻力,并结合弹道、气动外形合理选择攻角. 展开更多
关键词 冲压发动机 超声速进气道 超声速溢流 附加阻力 攻角
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定几何二元倒置“X”型混压式超声速进气道数值仿真与实验验证 被引量：10
14
作者 万大为 郭荣伟 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第8期1279-1284,共6页
针对一种定几何二元倒置“X”型混压式超声速进气道开展了数值仿真研究,结果表明：随着来流马赫数的增加,进气道总压恢复系数下降,而流量系数却先上升,在设计点达到最大值后下降.当攻角变化时,小攻角α＜6°时迎背风两侧进气道总压... 针对一种定几何二元倒置“X”型混压式超声速进气道开展了数值仿真研究,结果表明：随着来流马赫数的增加,进气道总压恢复系数下降,而流量系数却先上升,在设计点达到最大值后下降.当攻角变化时,小攻角α＜6°时迎背风两侧进气道总压恢复系数虽有下降但变化幅度不大,对于流量系数,在小攻角α＜6°下背风侧进气道高于迎风侧进气道,但两侧总的流量随攻角变化不大;在大攻角状态下（α=6°～9°）,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然下降但流量系数却有上升.同时,与实验结果对比表明,两者规律趋势一致. 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 二元混压式 “X”型布局 数值仿真 实验验证 超声速进气道
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一种宽马赫数变几何超声速进气道气动性能研究 被引量：9
15
作者 赵昊 谢旅荣 +2 位作者 郭荣伟 王建勇 张骏 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第7期1678-1684,共7页
为了改善二元宽马赫数超声速进气道非设计点下的气动性能,设计了一种来流马赫数为2.0~4.5的变几何超声速进气道,对其气动性能开展了数值仿真研究,得出了性能较优的变几何方案,并与相应的定几何进气道进行了对比.研究结果表明：采用变几... 为了改善二元宽马赫数超声速进气道非设计点下的气动性能,设计了一种来流马赫数为2.0~4.5的变几何超声速进气道,对其气动性能开展了数值仿真研究,得出了性能较优的变几何方案,并与相应的定几何进气道进行了对比.研究结果表明：采用变几何方法可提高进气道在转级点的气动性能;随着来流马赫数的增大而增加进气道的楔角及内收缩比,可降低进气道的喉道马赫数;采用该变几何方法可有效提高进气道宽工作范围的气动性能,在某些状态下流量系数和总压恢复系数比定几何进气道分别高出19.4%和55.8%. 展开更多
关键词 超声速进气道 变几何进气道 楔角 宽马赫数 气动性能
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超声速下颔式进气道/前机身一体化方案设计 被引量：8
16
作者 王新月 廉小纯 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2002年第2期142-145,共4页
为了改善飞机的作战效能 ,使飞机能安装大功率的雷达 ,对某型飞机的进气道改型为包含头锥激波在内的三波系外压缩下颔形式。将下颔式进气道与前机身进行一体化设计。并设计进气道唇口前掠倾斜 ,解决了雷达与进气道的相互干扰。对进气道... 为了改善飞机的作战效能 ,使飞机能安装大功率的雷达 ,对某型飞机的进气道改型为包含头锥激波在内的三波系外压缩下颔形式。将下颔式进气道与前机身进行一体化设计。并设计进气道唇口前掠倾斜 ,解决了雷达与进气道的相互干扰。对进气道的性能参数进行分析计算并与原型机进行对比 ,在性能满足要求的情况下 ,增加了机头空间 ,提高了飞机的作战能力。 展开更多
关键词 超声速进气道 一体化设计 下颔式进气道 进口位置 唇口 机身
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超声速进气道边界层吸除方案设计及实验 被引量：6
17
作者 张红军 忻贤钧 +1 位作者 白葵 沈清 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期88-91,共4页
应用工程设计方法,结合数值模拟,设计了一种带有边界层吸除型式的超声速轴对称进气道,对进气道内流场进行了数值模拟研究,并且进行了风洞实验。研究发现,对进气道中心锥边界层进行合理流量的吸除可以明显提高进气道的总压恢复,增强了进... 应用工程设计方法,结合数值模拟,设计了一种带有边界层吸除型式的超声速轴对称进气道,对进气道内流场进行了数值模拟研究,并且进行了风洞实验。研究发现,对进气道中心锥边界层进行合理流量的吸除可以明显提高进气道的总压恢复,增强了进气道的稳定工作的能力。从试验数据可知,在Ma=4.0时,进气道临界总压恢复系数达到了0.43,与不吸除比较,比常规同类进气道的临界总压恢复系数(σ=0.33)提高了约30%。通过对数值模拟结果与风洞实验结果的对比可知,二者能够基本吻合。 展开更多
关键词 边界层吸除 超声速进气道 数值模拟 风洞实验
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宽Ma数范围固定几何进气道设计问题研究 被引量：9
18
作者 蔡飞超 陈凤明 +1 位作者 徐东来 杨茂 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第2期163-166,共4页
针对Ma=2～3.5中等超声速宽范围的设计要求,通过实例方案设计和CFD数值模拟分析表明,按工程上现行的折中设计思想,固定几何进气道的内流道型面实质上是为满足低速接力要求而设计的。在高速巡航时,其超声速扩压段气流总折转角偏小,且喉... 针对Ma=2～3.5中等超声速宽范围的设计要求,通过实例方案设计和CFD数值模拟分析表明,按工程上现行的折中设计思想,固定几何进气道的内流道型面实质上是为满足低速接力要求而设计的。在高速巡航时,其超声速扩压段气流总折转角偏小,且喉道高度偏大,对捕获来流压缩不充分,导致喉道段的气流流速过高,且畸变显著,致使结尾正激波总压损失过大,是进气道高速性能差的主要成因。 展开更多
关键词 固体火箭冲压发动机 超声速进气道 CFD 数值模拟
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双下侧布局带泄流腔二元进气道试验 被引量：8
19
作者 麻肖妃 谢旅荣 郭荣伟 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第8期1818-1824,共7页
针对一种双下侧布局带泄流腔的二元进气道进行了试验研究.试验时,来流速度范围Ma=2.0~3.5,姿态角范围为α=-4°~10°,β=0°~4°.试验获得了进气道的反压特性曲线、速度特性曲线、迎角特性曲线和侧滑角特性曲线.分析表... 针对一种双下侧布局带泄流腔的二元进气道进行了试验研究.试验时,来流速度范围Ma=2.0~3.5,姿态角范围为α=-4°~10°,β=0°~4°.试验获得了进气道的反压特性曲线、速度特性曲线、迎角特性曲线和侧滑角特性曲线.分析表明,随着来流速度和迎角的增加,进气道的流量系数先增加,在设计点达到最大,之后由于弹身头部激波的影响略有减小.侧滑时两侧进气道气流状态不同,工作范围由性能较低的迎风侧进气道来决定.另外,通过分析进气道的沿程静压分布曲线,说明泄流腔结构能使结尾激波停留在泄流腔边缘,扩大了进气道的工作范围. 展开更多
关键词 冲压发动机 超声速进气道 泄流腔 风洞试验 混压式
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旁侧四超声速进气道弹体内外流一体化数值研究 被引量：8
20
作者 孟宇鹏 闫晓娜 朱守梅 《战术导弹技术》 北大核心 2008年第6期24-30,共7页
以数值模拟为主要手段,通过求解雷诺时均方程,分别对弹体外流场的流动特性以及四个二元旁侧超声速进气道与弹体、燃烧室一体化内外流动特性进行了计算研究.通过对典型飞行状态的计算,获得了进气道的总压恢复系数、流量系数随马赫数的变... 以数值模拟为主要手段,通过求解雷诺时均方程,分别对弹体外流场的流动特性以及四个二元旁侧超声速进气道与弹体、燃烧室一体化内外流动特性进行了计算研究.通过对典型飞行状态的计算,获得了进气道的总压恢复系数、流量系数随马赫数的变化关系以及随攻角的变化关系.对计算结果和部分试验结果进行了比较,获得的进气道总压恢复系数和试验值较为接近,计算流量系数稍高于试验值.进气道速度特性、攻角特性与试验变化基本一致,规律性明显. 展开更多
关键词 飞航导弹 冲压发动机 超声速进气道 计算流体动力学
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