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高超声速进气道边界层强制转捩试验 被引量：24
1
作者 赵慧勇 周瑜 +1 位作者 倪鸿礼 刘伟雄 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第1期1-6,共6页
在FL-31高超声速风洞分别开展了进气道的自然转捩和强制转捩风洞试验,试验Ma数为5、6和7,迎角为1°。通过红外热图得到了壁面的热流分布,从中得到了转捩区域。强制转捩装置为钻石型涡流发生器。随着涡流发生器高度的增加,强制转捩... 在FL-31高超声速风洞分别开展了进气道的自然转捩和强制转捩风洞试验,试验Ma数为5、6和7,迎角为1°。通过红外热图得到了壁面的热流分布,从中得到了转捩区域。强制转捩装置为钻石型涡流发生器。随着涡流发生器高度的增加,强制转捩区域逐渐前移,得到了涡流发生器的有效高度,实现了强制转捩的目的。 展开更多
关键词 进气道 高超声速风洞 边界层转捩 涡流发生器 计算流体动力学
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某组合发动机进气道抽吸作用分析 被引量：22
2
作者 张华军 梁德旺 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第5期577-582,共6页
对某组合发动机进气道设计马赫数下的三维流场进行了数值模拟。研究了不同位置抽吸对进气道流场及性能的影响,研究结果表明,外压部分抽吸能在较小的抽吸流量下有效改善进气道的起动性能和气动性能,而又不改变进气道的内通道特性;内通道... 对某组合发动机进气道设计马赫数下的三维流场进行了数值模拟。研究了不同位置抽吸对进气道流场及性能的影响,研究结果表明,外压部分抽吸能在较小的抽吸流量下有效改善进气道的起动性能和气动性能,而又不改变进气道的内通道特性;内通道抽吸均化了喉道出口流场,提高了总压恢复系数,但减弱了压缩程度,造成压比、温升比较大幅度地下降,喉道出口马赫数增加,且抽吸流量越大,压比、温升比的降幅和喉道出口马赫数的升幅越大。 展开更多
关键词 进气道 组合发动机 附面层抽吸 数值模拟
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离心泵进口回流的发生机理及预估 被引量：13
3
作者 黄建德 《上海交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1998年第7期5-9,共5页
在小流量工况下，水泵进口不可避免会出现回流，从而影响水泵的安全运行．文中利用动态探针对不同叶片进口角、叶片数、闭式和开式不同叶顶间隙共１０种不同几何形状的离心泵叶轮的进口叶片间流场分布进行了测试，弄清了叶轮形状对回流... 在小流量工况下，水泵进口不可避免会出现回流，从而影响水泵的安全运行．文中利用动态探针对不同叶片进口角、叶片数、闭式和开式不同叶顶间隙共１０种不同几何形状的离心泵叶轮的进口叶片间流场分布进行了测试，弄清了叶轮形状对回流向上游扩散速度的影响．根据实验结果，讨论了回流的发生机理，提出了利用准三元流场计算和前盖板上紊流边界层计算相结合的方法，来预估常规叶片数的闭式叶轮进口回流发生点． 展开更多
关键词 离心泵 进口回流 紊流边界层 准三元计算
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进气道内激波/边界层干扰及控制研究进展 被引量：17
4
作者 张悦 谭慧俊 +2 位作者 王子运 李鑫 郭赟杰 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第2期241-259,共19页
进气道作为高速航空航天飞行器的重要气动部件,对飞行器的气动力特性、结构重量、隐身性能等有显著影响。激波/边界层干扰现象是高速进气道内普遍存在的一类流动现象,对进气道的性能有突出的影响。发生于进气道内的激波/边界层干扰现象... 进气道作为高速航空航天飞行器的重要气动部件,对飞行器的气动力特性、结构重量、隐身性能等有显著影响。激波/边界层干扰现象是高速进气道内普遍存在的一类流动现象,对进气道的性能有突出的影响。发生于进气道内的激波/边界层干扰现象主要可分为正激波/边界层干扰、斜激波/边界层干扰以及三维激波/边界层干扰几类,由于受到侧壁壁面和进气道内背景波系的影响,这些干扰现象偏离了传统基于简化模型的研究结果,具有显著的耦合干扰特征,干扰区间内三维特征明显。概述了发生于进气道内的激波/边界层干扰特性及相关研究进展,并对目前进气道内激波/边界层干扰现象的控制方法进行了总结。 展开更多
关键词 进气道 激波 边界层干扰 流动控制
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超声速进气道喉部附面层抽吸 被引量：16
5
作者 严红明 钟兢军 +2 位作者 韩吉昂 冯子明 于洋 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第2期175-181,共7页
为研究超声速进气道喉部之后流场激波附面层干扰,采用FLUENT软件模拟了单楔角进气道在设计工况下流动情况。通过分析,提出进气道喉部抽吸。计算了三种抽吸缝大小下进气道喉部之后流场,计算结果表明,喉部抽吸能使激波稳定于喉部,通过抽... 为研究超声速进气道喉部之后流场激波附面层干扰,采用FLUENT软件模拟了单楔角进气道在设计工况下流动情况。通过分析,提出进气道喉部抽吸。计算了三种抽吸缝大小下进气道喉部之后流场,计算结果表明,喉部抽吸能使激波稳定于喉部,通过抽吸能改善喉部之后流场状况,提高进气道性能,少量抽气不改变流场结构,加大抽气量,使喉部之后激波串转变成正激波,正激波之后流场不分离,进气道出口性能参数提高显著。 展开更多
关键词 超音速进气道 边界层 干扰 激波 抽吸^+
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边界层对喷水推进器进水管内流场影响* 被引量：12
6
作者 毛筱菲 汤苏林 《水动力学研究与进展（A辑）》 CSCD 北大核心 2005年第4期479-485,共7页
本文利用CFD通用软件-FLUENT6.1.22模拟了椭圆型平进口喷水推进器进水管内的三维粘性流场;在考虑边界层和不考虑边界层两种情况下,研究了IVR(船速与进水速比)对流场速度分布和压力分布的影响,分析不同IVR下产生空化现象的可能性。在流... 本文利用CFD通用软件-FLUENT6.1.22模拟了椭圆型平进口喷水推进器进水管内的三维粘性流场;在考虑边界层和不考虑边界层两种情况下,研究了IVR(船速与进水速比)对流场速度分布和压力分布的影响,分析不同IVR下产生空化现象的可能性。在流场的模拟过程中、提供可视化流动细节供设计参考,为喷水推进进水管的设计及进水口的形状优化提供依据。 展开更多
关键词 CFD 喷水推进 进水管 边界层 三维流场模拟
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高超声速进气道起动特性数值研究 被引量：14
7
作者 丁海河 王发民 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第6期1482-1487,共6页
进气道的起动能力决定着冲压发动机可能的工作范围,针对由于来流马赫数引起的进气道不起动现象,采用CFD技术开展了高超声速二维进气道起动与不起动过程的数值计算,并检验了一种改善进气道起动性能的边界层抽吸法。结果表明,进气道不起... 进气道的起动能力决定着冲压发动机可能的工作范围,针对由于来流马赫数引起的进气道不起动现象,采用CFD技术开展了高超声速二维进气道起动与不起动过程的数值计算,并检验了一种改善进气道起动性能的边界层抽吸法。结果表明,进气道不起动的主要原因是非定常过程引起的内收缩段边界层分离和分离激波,进气道性能变化的突跃点为起动和不起动的分界点,边界层抽吸可以明显改善进气道的起动性能。 展开更多
关键词 进气道 起动特性 边界层抽吸
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进口附面层厚度对大转角弯叶片损失的影响 被引量：10
8
作者 韩万今 吕红卫 +1 位作者 芦文才 王仲奇 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1994年第4期391-394,共4页
进口附面层厚度对大转角弯叶片损失的影响韩万今，吕红卫，芦文才，王仲奇（哈尔滨工业大学哈尔滨１５０００１）关键词：进口附面层，大转角，弯叶片叶片损失来源于两方面：一是进口附面层带来的“原”损失，二是绕流叶栅产生的新损失... 进口附面层厚度对大转角弯叶片损失的影响韩万今，吕红卫，芦文才，王仲奇（哈尔滨工业大学哈尔滨１５０００１）关键词：进口附面层，大转角，弯叶片叶片损失来源于两方面：一是进口附面层带来的“原”损失，二是绕流叶栅产生的新损失。二次流引起“原”损失重新分布，并... 展开更多
关键词 进口附面层 大转角 弯叶片 叶片
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背负式进气道设计及其气动性能研究 被引量：10
9
作者 郁新华 刘斌 +2 位作者 陶于金 王建培 周州 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第2期270-273,共4页
背部式进气道在无人机气动设计中得到了广泛的应用。针对背部进气的气动布局，进行了进气道的综合设计。并借助于风洞实验，研究了不同雷诺数下的机身背部附面层高度，测量了进气道不同隔道高度时的气动性能，最终选定了隔道高度与机身... 背部式进气道在无人机气动设计中得到了广泛的应用。针对背部进气的气动布局，进行了进气道的综合设计。并借助于风洞实验，研究了不同雷诺数下的机身背部附面层高度，测量了进气道不同隔道高度时的气动性能，最终选定了隔道高度与机身长度之比为H／L=O．19。通过进气道攻角特性、侧滑角特性的气动研究，设计进气道取得了良好的气动性能总压恢复系数达到0．98～O．99。最后对有、无前机身干扰影响时的进气道性能进行了对比实验，实验结果表明通过与前机身匹配设计的进气道性能要优于没有前机身的进气道性能。 展开更多
关键词 进气道 附面层 总压恢复系数 畸变指数
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斜出口合成射流激励器S进气道分离流动控制 被引量：10
10
作者 李斌斌 程克明 顾蕴松 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期34-37,共4页
设计加工了单膜双腔式斜出口合成射流激励器,应用PSI DTC Initium压力扫描系统对斜出口合成射流激励器在S进气道主动流动控制中的应用进行了研究。结果表明:斜出口合成射流激励器能够抑制S进气道分离流动,提高出口总压恢复系数σ和降低... 设计加工了单膜双腔式斜出口合成射流激励器,应用PSI DTC Initium压力扫描系统对斜出口合成射流激励器在S进气道主动流动控制中的应用进行了研究。结果表明:斜出口合成射流激励器能够抑制S进气道分离流动,提高出口总压恢复系数σ和降低畸变指数DC90,只需通过改变激励器的工作电压和频率,就可实现对S进气道内部流场的控制。在共振频率下,当来流速度V=80m/s,采用斜出口合成射流控制可使出口截面平均总压恢复系数增加0.37%,此时所耗合成射流能量仅为主流的0.24%。 展开更多
关键词 斜出口合成射流激励器 S进气道 边界层分离 流场测量 流动控制
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超声速进气道流场的CFD数值仿真 被引量：9
11
作者 张佳 吴颂平 《计算机仿真》 CSCD 2008年第6期75-78,共4页
进气道是航空推进系统的一个重要组成部分,进气道内的流场品质会显著影响发动机的性能。由于进气道内部流动的复杂性和其广泛的应用前景,进气道内的流动特性引起了人们广泛的关注。采用计算流体力学(CFD)方法,空间离散采用Harten-Yee的... 进气道是航空推进系统的一个重要组成部分,进气道内的流场品质会显著影响发动机的性能。由于进气道内部流动的复杂性和其广泛的应用前景,进气道内的流动特性引起了人们广泛的关注。采用计算流体力学(CFD)方法,空间离散采用Harten-Yee的二阶迎风TVD格式,时间迭代采用隐式LU-SGS方法,数值求解Navier-Stokes(N-S)方程,对进气道内部流场进行了数值模拟,并研究了进气道内部流场的流场结构以及激波/边界层干扰问题。数值计算结果反映出了流场的基本物理现象,说明了所采用的研究方法是可行的。同时数值模拟结果对进气道的设计有一定的参考价值。 展开更多
关键词 进气道 激波 边界层 数值模拟
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半埋入式S弯进气道设计及其优化 被引量：9
12
作者 刘雷 宋彦萍 +2 位作者 陈焕龙 陈浮 崔可 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第10期1303-1309,共7页
为了减小大量附面层(δ=20%入口截面高度)吸入的半埋入式S弯进气道出口畸变,在完成其设计的基础上,以ISIGHT优化软件为平台,应用非支配排序遗传算法对其扩压器部分进行优化,并将优化前后结果进行对比。结果表明:优化后,进气道总压恢复... 为了减小大量附面层(δ=20%入口截面高度)吸入的半埋入式S弯进气道出口畸变,在完成其设计的基础上,以ISIGHT优化软件为平台,应用非支配排序遗传算法对其扩压器部分进行优化,并将优化前后结果进行对比。结果表明:优化后,进气道总压恢复系数略有提高,旋流畸变改善最为明显,降低约49.31%;几何结构相对原型改变较大,中心线趋于前后缓急相当,截面面积开始缓慢递增,靠近出口时急剧增加,呈现出"后发力"的特点;不同马赫数下,优化后进气道出口截面总压恢复、周向总压畸变、旋流畸变都有所改善,但优化前后各参数随马赫数的变化趋势不尽相同。 展开更多
关键词 进气道 设计及优化 附面层 周向总压畸变 旋流畸变
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S弯进气道优化对其内流场及性能影响研究 被引量：9
13
作者 刘雷 宋彦萍 +1 位作者 陈焕龙 陈浮 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第1期50-54,共5页
在数值研究大量附面层吸入对某半埋入式S弯进气遭内部流场及气动性能影响的基础上,以ISIGHT软件为平台对其进行优化,并详细对比优化前后进气道内部流场结构及性能变化,结果表明:因吸入大量附面层内低能流体,进气道内出现流动分离,周向... 在数值研究大量附面层吸入对某半埋入式S弯进气遭内部流场及气动性能影响的基础上,以ISIGHT软件为平台对其进行优化,并详细对比优化前后进气道内部流场结构及性能变化,结果表明:因吸入大量附面层内低能流体,进气道内出现流动分离,周向总压畸变和旋流畸变相对均匀进气工况均显著增加;优化后,旋流畸变和周向总压畸变分别下降约44.46%和4.09%,中心线趋于前后缓急相当,扩压器前段截面面积缓慢递增,而在接近出口时急速增加,气流在此区间迅速扩压;不同厚度附面层吸入工况下,优化后进气道气动性能相比优化前均有所改善,但流动分离现象始终存在。 展开更多
关键词 S弯进气道 优化 附面层 总压畸变 旋流畸变
原文传递
考虑附面层影响的二元混压式进气道设计 被引量：8
14
作者 骆广琦 郑九州 宋頔源 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第9期2063-2068,共6页
采用等激波强度的方法,考虑附面层修正,设计了一种飞行马赫数Ma=3.0的二元混压式进气道.通过数值仿真,模拟了激波-边界层的相互影响,研究了附面层抽吸对内流场的影响,获得了进气道内部复杂的流场分布,以及不同背压下进气道的起动特性.... 采用等激波强度的方法,考虑附面层修正,设计了一种飞行马赫数Ma=3.0的二元混压式进气道.通过数值仿真,模拟了激波-边界层的相互影响,研究了附面层抽吸对内流场的影响,获得了进气道内部复杂的流场分布,以及不同背压下进气道的起动特性.计算表明所设计的进气道性能较好,附面层抽吸对稳定正激波有明显的作用,提高了进气道抗反压能力.给出的方法可用于二元混压式进气道的初步设计和验证. 展开更多
关键词 混压式进气道 进气道设计 数值模拟 附面层抽吸 起动特性
原文传递
一种两侧布局的无隔道亚声速进气道流场特性 被引量：7
15
作者 夏杨 李博 王海朋 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第2期348-355,共8页
对一种两侧翼下布局的无人机无隔道亚声速进气道进行了气动设计和数值模拟研究,给出了该进气道的鼓包结构设计思想,得到了设计飞行马赫数下该进气道的工作特性.计算结果表明:在0°～8°范围内,攻角和侧滑角对进气道性能影响不大... 对一种两侧翼下布局的无人机无隔道亚声速进气道进行了气动设计和数值模拟研究,给出了该进气道的鼓包结构设计思想,得到了设计飞行马赫数下该进气道的工作特性.计算结果表明:在0°～8°范围内,攻角和侧滑角对进气道性能影响不大,在所有计算状态下,该进气道的总压恢复系数大于0.965,畸变指标小于0.253,满足发动机的工作要求.研究发现:无隔道亚声速进气道的鼓包表面存在相对于机身较高的压力分布,鼓包排除附面层的效果与机身形状、唇口、进口位置以及飞行姿态等有关,对两侧布局方案,鼓包头部不宜太尖,曲面机身有利于附面层的排移. 展开更多
关键词 亚声速进气道 无隔道进气道 鼓包进气道 无人机 附面层 数值模拟
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基于弹体表面吹气的埋入式进气道性能改善 被引量：8
16
作者 程代姝 孙姝 +1 位作者 温玉芬 谭慧俊 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第5期1131-1138,共8页
针对埋入式进气道进口处吸入了大量的弹身边界层低能流而导致的总压恢复系数较低,出口流场畸变较大的问题,提出了一种基于弹体表面吹气的埋入式进气道流场控制概念,并采用数值仿真先对不带进气道的纯弹身模型进行了边界层控制研究,而后... 针对埋入式进气道进口处吸入了大量的弹身边界层低能流而导致的总压恢复系数较低,出口流场畸变较大的问题,提出了一种基于弹体表面吹气的埋入式进气道流场控制概念,并采用数值仿真先对不带进气道的纯弹身模型进行了边界层控制研究,而后进一步对完整的进气道/弹身模型进行了仿真分析,获得了吹气控制措施对埋入式进气道流动结构和工作性能的影响特性.结果表明:合适的吹气方案确实能够有效地吹除部分弹身边界层,改善埋入式进气道进口前的边界层状况及内通道流态,提高其总压恢复系数并降低出口流场畸变.设计状态下埋入式进气道的总压恢复系数提高了1.5%,畸变指数降低了6.6%. 展开更多
关键词 埋入式进气道 边界层 吹气 总压恢复系数 畸变指数
原文传递
进气道等离子体/磁流体流动控制研究进展 被引量：8
17
作者 李益文 王宇天 +3 位作者 庞垒 肖良华 丁志文 段朋振 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2019年第2期311-321,共11页
为实现高速飞行器的宽速域飞行,如何保证进气道在非设计状态下的性能至关重要。相比于传统被动控制方式,等离子体/磁流体流动控制技术作为新概念主动流动控制技术,由于其具有结构简单,快速响应,并可根据实际飞行条件进行反馈控制等优势... 为实现高速飞行器的宽速域飞行,如何保证进气道在非设计状态下的性能至关重要。相比于传统被动控制方式,等离子体/磁流体流动控制技术作为新概念主动流动控制技术,由于其具有结构简单,快速响应,并可根据实际飞行条件进行反馈控制等优势,在国内外上得到了广泛关注。本文介绍了等离子体/磁流体在高超/超声速进气道的主要应用方式与等离子体/磁流体建模方法。当进气道处于超临界状态时,等离子体/磁流体流动控制主要通过热阻塞效应产生虚拟型面,从而将激波系推回至唇口,该技术有望在需要短时间流动控制的高马赫数导弹上走向工程应用;由于等离子体/磁流体激励器与壁面平齐安装,对于高超声速飞行条件,相比于粗糙元其对热防护的要求较低,并且通过超声速风洞实验初步证明了通过高频激励对边界层施加扰动的可行性,需要从稳定性理论的角度对其物理机制进行研究。在后续发展中需要进一步创新等离子体产生技术及激励方式,发展等离子体与流的全耦合计算模型等离子体与流的全耦合计算模型与高效算法,为指导工程应用提供依据. 展开更多
关键词 等离子体 磁流体 进气道 流动控制 边界层转捩
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MHD控制激波诱导边界层分离的机理 被引量：7
18
作者 苏纬仪 陈立红 张新宇 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第2期229-233,共5页
激波边界层相互作用是高超声速飞行器面临的重大问题,激波入射到平板引起的边界层分离是其中最具代表性的一种。用加权的3阶ENN格式计算了小磁雷诺数近似的MHD方程,研究了MHD控制层流边界层分离的机理。数值结果显示,通过局部电离空气... 激波边界层相互作用是高超声速飞行器面临的重大问题,激波入射到平板引起的边界层分离是其中最具代表性的一种。用加权的3阶ENN格式计算了小磁雷诺数近似的MHD方程,研究了MHD控制层流边界层分离的机理。数值结果显示,通过局部电离空气并施加洛伦兹力,能使分离点向下游移动,分离区尺寸减小,从而抑制和缓解由于激波-边界层相互作用而引起的分离。 展开更多
关键词 冲压喷气发动机 进气道 激波 边界层 边界层分离
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亚声速进气道出口流场畸变控制研究 被引量：7
19
作者 王健 李应红 张百灵 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第2期143-146,共4页
一种亚声速进气道出口流场存在较严重的总压畸变,为改善其出口流场品质,抑制总压畸变,首先分析了引起总压畸变的原因,即进气道扩张段内边界层发生分离;其次提出了在进气道内安装叶片式涡流发生器的流动控制方法,并进行了仿真验证;最后... 一种亚声速进气道出口流场存在较严重的总压畸变,为改善其出口流场品质,抑制总压畸变,首先分析了引起总压畸变的原因,即进气道扩张段内边界层发生分离;其次提出了在进气道内安装叶片式涡流发生器的流动控制方法,并进行了仿真验证;最后进行了进气道缩比模型的风洞试验。试验结果表明,在进气道设计马赫数(0.65)和非设计马赫数(0.21)条件下,安装叶片式涡流发生器后,在流量系数0.4～0.85范围内,进气道出口流场的综合畸变指数分别平均降低14.7%和23.8%,因此验证了流动控制方法的有效性。 展开更多
关键词 涡轮喷气发动机 进气道 进气道畸变 边界层分离 风洞试验
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流体振荡器在进气道流动控制中的应用研究 被引量：7
20
作者 孟腾 董金钟 吴西云 《科学技术与工程》 北大核心 2016年第32期319-324,341,共7页
采用数值方法,对流体振荡器在S形进气道流动分离中的控制效果进行了仿真研究。应用CFD软件模拟计算了流体振荡器对进气道分离控制的作用,详细讨论了不同射流频率和射流角度对控制效果的影响。通过对流场的分析得出:射流频率和射流角度... 采用数值方法,对流体振荡器在S形进气道流动分离中的控制效果进行了仿真研究。应用CFD软件模拟计算了流体振荡器对进气道分离控制的作用,详细讨论了不同射流频率和射流角度对控制效果的影响。通过对流场的分析得出:射流频率和射流角度对控制效果有显著影响。射流频率为554 Hz,射流角度为45°时,控制效果最佳,总压恢复系数增加了0.403%,总压畸变指数减少了6.96%,分离区长度减少了8.07%。 展开更多
关键词 流体振荡器 S形进气道 边界层分离 主动流动控制
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