宽马赫数范围高超声速进气道伸缩唇口式变几何方案 被引量：30

1

作者 金志光 张堃元 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第5期1503-1510,共8页

针对二元高超声速进气道Ma=4～7的宽马赫数范围工作要求,探索了一种伸缩唇口式简单变几何方案,利用一维流理论对其设计方法进行了讨论,给出了一种具体的实现方案,并利用数值仿真手段对其接力点下的自起动性能及其它不同工作马赫数下的... 针对二元高超声速进气道Ma=4～7的宽马赫数范围工作要求,探索了一种伸缩唇口式简单变几何方案,利用一维流理论对其设计方法进行了讨论,给出了一种具体的实现方案,并利用数值仿真手段对其接力点下的自起动性能及其它不同工作马赫数下的性能进行了研究。结果表明:(1)所设计的伸缩唇口式变几何方案解决了宽马赫数工作范围内定几何进气道难以协调的设计矛盾,该方案能使进气道工作范围进一步拓宽至Ma=4～8(9);(2)变几何进气道能使马赫4接力点下的流量系数保持在0.7以上,这为飞行器宽马赫数范围加速提供了强有力保障;(3)与定几何进气道相比,变几何进气道高低马赫数下的总体性能均得到大幅度提高;(4)研究发现,附面层排移及排移位置对改善进气道接力点下的自起动性能有重要影响。 展开更多

关键词 超燃冲压发动机进气道 变几何进气道 伸缩唇口 数值仿真

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宽马赫数范围高超声速进气道转动唇口变几何方案研究 被引量：15

2

作者 金志光 张堃元 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第7期1553-1560,共8页

结合简单一维流理论讨论了一种工作于Ma=4～7、采用可转动唇口的变几何二元高超声速进气道设计方案,并利用数值仿真手段对其Ma=4下的自起动性能及其他不同工作马赫数下的性能进行了研究.结果表明:所设计的变几何进气道必须辅以附面层排... 结合简单一维流理论讨论了一种工作于Ma=4～7、采用可转动唇口的变几何二元高超声速进气道设计方案,并利用数值仿真手段对其Ma=4下的自起动性能及其他不同工作马赫数下的性能进行了研究.结果表明:所设计的变几何进气道必须辅以附面层排移措施才能在Ma=4下顺利实现自起动;该变几何方案Ma=4下的流量系数达0.7以上,这为飞行器加速提供了强有力保障;与定几何进气道相比,变几何进气道高低马赫数下的总体性能均得到显著提高;此外,转动唇口的铰接位置对自起动性能有重要影响. 展开更多

关键词 超燃冲压发动机进气道 二元高超声速进气道 变几何进气道 转动唇口 数值仿真

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一种组合发动机变几何进气道流场特性研究 被引量：12

3

作者 张华军 梁德旺 郭荣伟 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第10期2201-2207,共7页

对一种组合发动机变几何进气道各马赫数下不同几何形状的三维流场进行了数值模拟.研究了不同马赫数时进气道的流场特征及气动性能.结果表明:随着来流马赫数的减小,外压段的超声溢流不断增大,进气道的流量系数不断减小;第一道内压缩波及... 对一种组合发动机变几何进气道各马赫数下不同几何形状的三维流场进行了数值模拟.研究了不同马赫数时进气道的流场特征及气动性能.结果表明:随着来流马赫数的减小,外压段的超声溢流不断增大,进气道的流量系数不断减小;第一道内压缩波及其反射点位置对组织管道内的流场有着非常重要的作用;当有反压作用时,会在扩张段内形成激波串,激波串的形状和位置与来流马赫数、反压大小及管道内的流动有关.研究结果对类似进气道的几何调节方式有一定的指导意义. 展开更多

关键词 组合发动机 变几何进气道 反压特性 数值模拟

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高超声速二元变几何进气道气动方案设计与调节规律研究 被引量：10

4

作者 金志光 张堃元 +1 位作者 陈卫明 刘媛 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第4期779-786,共8页

针对二元高超声速进气道宽马赫数大攻角工作要求,研究了转动唇口变几何进气道调节方案,给出了一种高性能变几何原型进气道设计方法,并通过数值仿真获得了变几何进气道各工况下的调节规律及性能变化规律。研究表明:采用特殊曲面唇口设计... 针对二元高超声速进气道宽马赫数大攻角工作要求,研究了转动唇口变几何进气道调节方案,给出了一种高性能变几何原型进气道设计方法,并通过数值仿真获得了变几何进气道各工况下的调节规律及性能变化规律。研究表明:采用特殊曲面唇口设计的变几何进气道宽马赫数范围内流场结构较好,总体性能优越;以马赫数Ma=6.0为设计点的原型进气道采用转动唇口方案无需附面层抽吸即可在唇口开启过程中实现接力点自起动,且最低自起动马赫数降至Ma=3.5;低马赫数大攻角状态下,通过转动唇口合理控制喉部平均马赫数范围可保证进气道正常工作。 展开更多

关键词 高超声速进气道 变几何进气道 转动唇口 曲面唇口 数值仿真

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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

5

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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一种轴对称变几何进气道设计方法 被引量：9

6

作者 滕健 袁化成 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第1期96-103,共8页

对带凹腔的圆锥流动进行了数值分析,就流场结构和总压分布与实验结果进行了比较,数值模拟结果与实验数据吻合较好,结果可信.数值模拟研究了不同几何构型的凹腔对圆锥流动的影响,分析并揭示了凹腔与圆锥流场的耦合流动特征.据此,对一种... 对带凹腔的圆锥流动进行了数值分析,就流场结构和总压分布与实验结果进行了比较,数值模拟结果与实验数据吻合较好,结果可信.数值模拟研究了不同几何构型的凹腔对圆锥流动的影响,分析并揭示了凹腔与圆锥流场的耦合流动特征.据此,对一种圆锥头部可移动的轴对称变几何进气道开展了方案设计及气动性能分析,并与相应定几何进气道进行了对比.结果表明:当来流马赫数高于设计马赫数时,后退圆锥头部可以调节进气道外压缩波系,保证流量系数达到0.99以上,采用该变几何技术,在不改变进气道内通道几何形状的前体下,可明显提高进气道的流量系数. 展开更多

关键词 轴对称进气道 变几何进气道 圆锥凹腔 数值仿真 气动特性

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高超声速二元进气道顶板移动变几何方案数值模拟 被引量：8

7

作者 张林 张堃元 +2 位作者 金志光 南向军 王磊 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第10期1800-1808,共9页

针对一种工作于马赫数Ma=4～6范围内的高超声速二元进气道,探索了一种进气道部分压缩顶板可移动的简单变几何方案,利用数值模拟研究了接力点变几何进气道的自起动性能和Ma=4～6的调节方法。结果表明:部分压缩顶板可移动简单变几何进气... 针对一种工作于马赫数Ma=4～6范围内的高超声速二元进气道,探索了一种进气道部分压缩顶板可移动的简单变几何方案,利用数值模拟研究了接力点变几何进气道的自起动性能和Ma=4～6的调节方法。结果表明:部分压缩顶板可移动简单变几何进气道方案在Ma=3.7能够实现自起动;变几何所形成的自适应放气槽放气量很小,最大放气量在2%以内,关闭自适应放气槽接力点Ma=4流量系数达到0.77;在整个工作范围内流量系数较高、总体性能较优,该变几何方案的调节方法是切实可用的。 展开更多

关键词 高超声速进气道 变几何进气道 部分压缩顶板移动 起动性能 数值模拟

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组合发动机可调进气道气动性能 被引量：7

8

作者 严红明 钟兢军 +1 位作者 杨凌 韩吉昂 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第2期458-467,共10页

为使涡轮/冲压组合发动机能在宽广的飞行高度、速度内飞行,设计一种组合发动机可调进气道气动结构.编制带黏性修正激波系结构预估程序,实现不同来流马赫数及来流攻角下,进气道内激波系结构布置及强度预估,并指导进气道可调楔板尺寸选取... 为使涡轮/冲压组合发动机能在宽广的飞行高度、速度内飞行,设计一种组合发动机可调进气道气动结构.编制带黏性修正激波系结构预估程序,实现不同来流马赫数及来流攻角下,进气道内激波系结构布置及强度预估,并指导进气道可调楔板尺寸选取.考虑进气道附面层抽吸后,对来流在马赫数为1.6～4.0范围内,-2°,0°和+2°三种攻角下进气道二维流场进行数值计算,流场结构与二维带黏性修正激波系结构预估程序计算结果非常吻合,得到进气道在各工况条件下气动性能,分析了来流马赫数及攻角对调节规律及进气道性能特性的影响规律. 展开更多

关键词 涡轮/冲压组合发动机 可调进气道 激波系结构 气动特性 变工况

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高超声速进气道飞行器一体化设计技术的发展 被引量：7

9

作者 孟宇鹏 杨晖 满延进 《气体物理》 2021年第4期66-83,共18页

对高超声速进气道与飞行器一体化设计技术和发展进行了研究,包含轴对称压缩、二维压缩、侧压以及内压缩进气道在高超声速飞行器上的典型布局设计方案.对高超声速可调进气道类型进行了概述,基于轴对称类型调节、二元平面类型调节以及三... 对高超声速进气道与飞行器一体化设计技术和发展进行了研究,包含轴对称压缩、二维压缩、侧压以及内压缩进气道在高超声速飞行器上的典型布局设计方案.对高超声速可调进气道类型进行了概述,基于轴对称类型调节、二元平面类型调节以及三维内转调节进气道的典型案例给出了其各自的设计特点,并进一步对宽域飞行和组合动力飞行器采用的多通道可调节高超声速进气道研究进展进行了简述,最后分析了高超声速进气道设计须面对和解决的技术难题. 展开更多

关键词 高超声速 超燃冲压发动机 进气道 一体化设计 变几何进气道

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变来流马赫数条件下组合动力可调进气道流动特性初步研究

10

作者 袁化成 刘君 郭荣伟 《气动研究与试验》 2024年第3期60-68,共9页

采用动网格及非定常数值仿真方法,对组合动力进气道在变来流马赫数及变几何调节过程开展了数值模拟研究。数值仿真结果表明,随着来流马赫数的增加,进气道外压正激波从第二级压缩面向下游移动至贴近唇口位置,直至与喉道内结尾激波融合,... 采用动网格及非定常数值仿真方法,对组合动力进气道在变来流马赫数及变几何调节过程开展了数值模拟研究。数值仿真结果表明,随着来流马赫数的增加,进气道外压正激波从第二级压缩面向下游移动至贴近唇口位置,直至与喉道内结尾激波融合,处于内外混合压缩与结尾激波共同作用模式。在变几何调节过程中存在一定程度的压力波动现象,相比较而言,较高马赫数下,结尾激波更容易出现沿流道的前后振荡现象;进气道变马赫数、变几何调节过程中,进气道流量系数逐渐从0.53增大到0.93,总压恢复系数从0.95降低至0.43,静压比从3倍增大至58倍,在变几何调节过程中存在捕获流量波动现象,整体上与预期变化一致;在变马赫数模态转换过程中,进气道模态转换通过平动的方式实现流道切换,涡轮通道流量线性降低,冲压通道流量线性增大,且无明显激波振荡现象。 展开更多

关键词 涡轮基组合动力系统 组合动力进气道 变来流马赫数 变几何进气道 非定常数值仿真

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基于等效热力过程的宽域冲压全流道性能设计方法 被引量：1

11

作者 万冰 陈军 白菡尘 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期157-171,共15页

为了开展宽域冲压发动机的全流道设计工作,将双模态冲压发动机等效热力过程分析方法拓展到全流道设计,建立了基于等效热力过程的宽域冲压全流道性能设计方法。将该方法应用于带几何可调进气道的宽域冲压发动机全流道方案设计,分析了进... 为了开展宽域冲压发动机的全流道设计工作,将双模态冲压发动机等效热力过程分析方法拓展到全流道设计,建立了基于等效热力过程的宽域冲压全流道性能设计方法。将该方法应用于带几何可调进气道的宽域冲压发动机全流道方案设计,分析了进气道调节、燃烧室尺寸对发动机性能潜力的影响。研究结果表明:马赫数2.0~3.5范围,在比冲和流量2个因素之间,流量对发动机推力性能影响更大,所以在低速段应尽力增大进气道流量;与第2级转折角相比,第2级折转角对比冲和推力的影响权重更大,采用较小的2级折转角有利于提高性能;获得最优推力和比冲性能需要不同的进气道方案。在所研究的马赫数范围,燃烧室需用面积相差很大,飞行马赫数越低、需用面积越大。若以低马赫数的高推力要求为设计依据,需要付出横向尺寸的代价,意味着阻力和重量的增大;若以高马赫数的高推力要求为选择依据,需要在低马赫数时付出推力性能的代价,意味着加速时间和耗油量的增大。本文发展的方法可以快速筛选获得最优推力性能或比冲性能的全流道方案,为宽域高性能冲压发动机的全流道性能初步设计提供有力支撑。 展开更多

关键词 等效热力过程 宽域冲压 几何可调进气道 全流道设计方法 参数化分析 性能潜力

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一级锥可调变几何轴对称进气道初步研究 被引量：6

12

作者 苗海丰 谢旅荣 郭荣伟 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第8期1843-1850,共8页

为了改善轴对称进气道的攻角特性,提出一种简单易实现的轴对称变几何方法:通过旋转轴对称进气道第1级压缩锥改变进气道前体激波的角度和位置.采用数值仿真方法研究了来流马赫数为3和4时,不同飞行攻角条件下一级锥可调变几何进气道的三... 为了改善轴对称进气道的攻角特性,提出一种简单易实现的轴对称变几何方法:通过旋转轴对称进气道第1级压缩锥改变进气道前体激波的角度和位置.采用数值仿真方法研究了来流马赫数为3和4时,不同飞行攻角条件下一级锥可调变几何进气道的三维流场和性能特性,并与定几何进气道进行对比分析.结果表明:大攻角下,采用一级锥可调进气道除了可以提高进气道的质量流量系数外,还有效缓解了背风侧低能流堆积问题;存在一个最佳的旋转角度,使该攻角下进气道性能最高;随着攻角的增大,所需的旋转角度增大,进气道所获得的性能增益也随之提高,在马赫数为3,攻角为14°时推力增益达到7.7%. 展开更多

关键词 轴对称进气道 变几何进气道 数值模拟 旋转角 攻角特性

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一种RBCC二元进气道变几何方案研究 被引量：5

13

作者 刘晓伟 何国强 刘佩进 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第4期409-413,418,共6页

对工作于引射和亚燃模态的RBCC发动机进气道来说,宽马赫数工作的要求显得尤为突出,使得二元进气道应采用变几何结构。针对内压段收缩比对二元混压式进气道性能的影响,文中开展了理论分析和数值模拟研究,并由此提出了一种将内收缩比调节... 对工作于引射和亚燃模态的RBCC发动机进气道来说,宽马赫数工作的要求显得尤为突出,使得二元进气道应采用变几何结构。针对内压段收缩比对二元混压式进气道性能的影响,文中开展了理论分析和数值模拟研究,并由此提出了一种将内收缩比调节和边界层流动控制相结合的变几何二元进气道方案。研究发现,该方案以低马赫数小范围内较少的流量损失为代价,实现了进气道起动马赫数、阻力的降低和出口总压的增加,改善了进气道的综合性能。 展开更多

关键词 RBCC发动机 二元进气道 变几何进气道 边界层流动控制 数值模拟

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高超声速飞机变几何进气道控制研究 被引量：1

14

作者 尤明 戴磊 李旦伟 《飞机设计》 2023年第1期23-28,共6页

为保证高超声速飞机在低马赫数下的气动特性,开展高超声速飞机变几何进气道控制研究。可移动唇罩式变几何进气道高超声速飞机是指飞机推进系统前段,设有一个能沿着来流方向前后平移的唇罩,从而实现飞机的最大气流捕获,以提高推进系统的... 为保证高超声速飞机在低马赫数下的气动特性,开展高超声速飞机变几何进气道控制研究。可移动唇罩式变几何进气道高超声速飞机是指飞机推进系统前段,设有一个能沿着来流方向前后平移的唇罩,从而实现飞机的最大气流捕获,以提高推进系统的性能。在分析变几何进气道工作原理的基础上,建立采用组合动力推进系统的高超声速飞机的纵向模型,进而提出多模型切换控制策略与可行的控制方法。仿真结果表明,采用了变几何进气道技术的高超声速飞机,相比于固定进气道,在低马赫数时需要的燃料当量比更小,保证了高超声速飞机在低马赫数下的气动特性。 展开更多

关键词 变几何进气道 高超声速飞机 多模型切换控制 滑模控制 反步控制

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周向进气角对部分进气涡轮性能影响的数值研究 被引量：5

15

作者 王航 刘莹 +2 位作者 朱智富 纪旭娜 袁道军 《车用发动机》 北大核心 2012年第2期70-74,79,共6页

针对一种新型的部分进气可变截面涡轮增压器,采用数值研究方法对不同周向进气角涡轮的低速工况性能及内部流场进行了分析研究,掌握了部分进气涡轮的工作特性和内部流动损失机理,明确了周向进气角对涡轮效率和流量的影响程度,为实现增压... 针对一种新型的部分进气可变截面涡轮增压器,采用数值研究方法对不同周向进气角涡轮的低速工况性能及内部流场进行了分析研究,掌握了部分进气涡轮的工作特性和内部流动损失机理,明确了周向进气角对涡轮效率和流量的影响程度,为实现增压器与不同类型发动机的匹配提供了依据。 展开更多

关键词 可变截面涡轮增压器 部分进气 周向进气角 流动分布 数值模拟

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结合局部次流循环的变几何轴对称进气道研究 被引量：4

16

作者 程代姝 张悦 +1 位作者 高婉宁 薛雁 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第9期2003-2011,共9页

针对常规定几何轴对称进气道在低马赫数工作时流量系数低、溢流阻力大的问题,提出了一种结合局部次流循环的变几何轴对称进气道,其通过平移进气道一级锥并引入局部次流循环重构前体激波系相结合的方法,保证了进气道在较宽马赫数范围内... 针对常规定几何轴对称进气道在低马赫数工作时流量系数低、溢流阻力大的问题,提出了一种结合局部次流循环的变几何轴对称进气道,其通过平移进气道一级锥并引入局部次流循环重构前体激波系相结合的方法,保证了进气道在较宽马赫数范围内的流量捕获能力。通过仿真方法验证了这一设计概念的可行性,并与常规定几何轴对称进气道进行了性能对比。结果表明:该新概念可调轴对称进气道在低马赫数工作时具有良好的流量捕获性能,并且在整个工作范围内保持了较高的总压恢复性能。与按传统方法设计的定几何轴对称进气道相比,其流量系数和总压恢复系数在工作范围内的最大改善幅度分别达到27.45%和14.31%。此外,选择合适的非控制状态贴口马赫数对该设计概念的实现效果具有明显的影响。 展开更多

关键词 轴对称进气道 次流循环 变几何进气道 流量调节 总压恢复

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并联TBCC可调进气道并联方案 被引量：4

17

作者 孙波 邵庆龄 +2 位作者 倪凯捷 卓长飞 张堃元 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第12期2988-2996,共9页

对并联涡轮基组合循环(TBCC)可调进气道并联方案进行了归纳分析,提出了一种分类方法和两种并联方案。对4种典型并联方案在马赫数为2.5的模态转换工况进行了稳态仿真分析。结果表明:后开纯内并联方案在模态转换过程中总流量变化很小,其余... 对并联涡轮基组合循环(TBCC)可调进气道并联方案进行了归纳分析,提出了一种分类方法和两种并联方案。对4种典型并联方案在马赫数为2.5的模态转换工况进行了稳态仿真分析。结果表明:后开纯内并联方案在模态转换过程中总流量变化很小,其余3种的总流量系数随着涡轮通道的关闭都是逐渐减小的,涡轮通道流量系数逐渐降低,冲压通道升高。4种方案冲压通道流量系数在模态转换过程中均是逐渐升高的,后开纯内并联方案具有最低的冲压通道平均流量系数,变化幅度最大,其余3种方案变化幅度均较小。前开纯外并联和混合式内并联两种方案的涡轮通道出口总压恢复在模态转换过程中呈减小趋势,另外两种方案的总压恢复呈略微增大趋势,其中前开纯外并联平均总压恢复最低,而混合式内并联方案的平均总压恢复最高。 展开更多

关键词 涡轮基组合循环(TBCC) 可调进气道 并联方案 模态转换 涡轮通道

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加速型高超飞行器变几何进气道设计分析 被引量：4

18

作者 陈兵 谷良贤 龚春林 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第4期431-436,共6页

针对适用于加速型宽速域高超声速飞行器的变几何进气道进行了设计，采用了可动唇口和可变压缩面，为了几何实现简单，采用分级可调方式，在Ma≈4进行几何调节。这种结构保证了飞行器在低速段的正常起动和流量系数，同时也保证了飞行器... 针对适用于加速型宽速域高超声速飞行器的变几何进气道进行了设计，采用了可动唇口和可变压缩面，为了几何实现简单，采用分级可调方式，在Ma≈4进行几何调节。这种结构保证了飞行器在低速段的正常起动和流量系数，同时也保证了飞行器在高速条件下的压缩性能，能保证在Ma=2．5-8之间进气道的正常高效工作。对该进气道进行了性能计算，计算结果显示了适用于低马赫数的进气道构型无法满足高马赫数条件下的压缩性，而适用于高马赫数条件的进气道构型低马赫数下的起动问题严重，流量系数较低。因此，对于速域较宽的吸气式飞行器，固定结构进气道很难满足任务需求，采用变结构进气道是一种趋势。 展开更多

关键词 加速型 高超飞行器 变几何进气道

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二元高超声速变几何进气道气动特性研究 被引量：3

19

作者 滕健 袁化成 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第4期775-782,共8页

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... 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. 展开更多

关键词 高超声速进气道 变几何进气道 可平移唇罩 数值仿真 气动特性

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内置中心支板的RBCC变几何二元进气道设计与数值模拟 被引量：3

20

作者 张浩 李光熙 +2 位作者 李江 秦飞 何国强 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第2期184-191,共8页

针对使用RBCC发动机作为第一级动力的两级入轨飞行器，提出了一种内置中心支板的可变几何二元混压式进气道方案。该进气道工作马赫数范围0—7，设计点Ma=5。通过调节唇口外罩角度以及喉部的高度，可改变进气道的几何构型。数值模拟结果... 针对使用RBCC发动机作为第一级动力的两级入轨飞行器，提出了一种内置中心支板的可变几何二元混压式进气道方案。该进气道工作马赫数范围0—7，设计点Ma=5。通过调节唇口外罩角度以及喉部的高度，可改变进气道的几何构型。数值模拟结果表明：（1）该进气道通过采取变几何和吸除措施能够在Ma=2．4下实现自起动，为引射模态向亚燃模态转级提供了必要条件；（2）采用变几何措施可显著拓宽进气道在起动状态下正常工作的马赫数范围；（3）亚燃和超燃模态典型马赫数下，进气道出口各项性能指标适中，可以满足RBCC发动机燃烧室对进口空气参数的要求；（4）通过变几何调节，还可提高进气道的抗反压能力。 展开更多

关键词 RBCC 变几何进气道 宽马赫数 数值模拟 引射模态 亚燃模态

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