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高超声速风洞气动力试验技术进展 被引量：48
1
作者 唐志共 许晓斌 +4 位作者 杨彦广 李绪国 戴金雯 吕治国 贺伟 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第1期86-97,共12页
高超声速技术是未来航空航天技术的制高点,而高超声速风洞气动力试验是为高超声速飞行器设计和性能评估提供可靠数据不可或缺的重要技术手段。介绍了高超声速气动力试验设备种类和国内外典型的风洞设备,并分析了目前的发展现状。对国内... 高超声速技术是未来航空航天技术的制高点,而高超声速风洞气动力试验是为高超声速飞行器设计和性能评估提供可靠数据不可或缺的重要技术手段。介绍了高超声速气动力试验设备种类和国内外典型的风洞设备,并分析了目前的发展现状。对国内高超声速风洞气动力试验相关测量技术、试验技术、试验数据评估和高超声速气动力标模体系等研究进展进行了总结。同时,还就高超声速气动力试验设备、气动力试验相关技术的未来发展趋势进行了探讨。 展开更多
关键词 高超声速 风洞 气动力 试验技术 测量技术
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超临界压力下湍流区碳氢燃料传热研究 被引量：11
2
作者 张磊 乐嘉陵 +3 位作者 张若凌 张香文 景凯 高洋 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第2期225-229,共5页
碳氢燃料的传热特性对于再生冷却超燃发动机的传热设计至关重要。采用电热管开展了正十烷的传热特性实验,燃料压力约4.0MPa。利用一维流动的质量和能量守恒关系,对管道内燃料的传热进行了分析。采用多元线性回归的方法获得了正十烷在湍... 碳氢燃料的传热特性对于再生冷却超燃发动机的传热设计至关重要。采用电热管开展了正十烷的传热特性实验,燃料压力约4.0MPa。利用一维流动的质量和能量守恒关系,对管道内燃料的传热进行了分析。采用多元线性回归的方法获得了正十烷在湍流区的传热关联式,通过外壁温的计算与测量的对比,验证了实验获得的湍流传热关联式的适用性。 展开更多
关键词 碳氢燃料 超临界压力 传热特性 热裂解
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基于前体激波的内转式进气道一体化设计 被引量：10
3
作者 乔文友 余安远 +1 位作者 杨大伟 乐嘉陵 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第10期60-71,共12页
在腹部进气的乘波前体/内转式进气道的一体化设计中,为使进气道捕获截面和唇口型线的形状与飞行器前体激波较好匹配,提出一种基于前体激波形状的一体化设计方法。首先,计算乘波前体流场并提取前体激波形状;其次,将进气道捕获型线(ICC)... 在腹部进气的乘波前体/内转式进气道的一体化设计中,为使进气道捕获截面和唇口型线的形状与飞行器前体激波较好匹配,提出一种基于前体激波形状的一体化设计方法。首先,计算乘波前体流场并提取前体激波形状;其次,将进气道捕获型线(ICC)投影在前体激波曲面上,得到可全流量捕获的进气道唇口型线(IFCC);再次,给定进气道基本流场的中心体轴线位置,确定基本流场的入射激波形状;然后,给定基本流场的沿程压缩规律,应用特征线法确定进气道的基本流场;最后,将ICC顺来流方向投影至进气道入射激波曲面上,经流线追踪和黏性修正得到最终的进气道型面。数值模拟结果表明,对于典型飞行器前体,在设计马赫数为7.0的条件下,应用该方法得到的进气道流量捕获系数达0.976,隔离段出口截面的马赫数、压比和总压恢复系数分别为3.17、38.9和0.487。 展开更多
关键词 进气道 特征线法 基本流场 一体化 乘波前体
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超燃发动机燃烧模态判别准则初步研究 被引量：10
4
作者 肖保国 晏至辉 +1 位作者 田野 邢建文 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第8期1121-1126,共6页
为建立超燃发动机燃烧模态定量判别准则,针对马赫数3.0,总温1500K,总压2.1MPa的来流,完成了燃烧模态的实验和数值模拟研究。对比分析了不同当量比条件下燃烧室马赫数分布和隔离段激波结构,确定了燃烧模态判别采用的两个压力测点特征位置... 为建立超燃发动机燃烧模态定量判别准则,针对马赫数3.0,总温1500K,总压2.1MPa的来流,完成了燃烧模态的实验和数值模拟研究。对比分析了不同当量比条件下燃烧室马赫数分布和隔离段激波结构,确定了燃烧模态判别采用的两个压力测点特征位置,研究了燃油增加过程中特征位置壁面压强比值的动态特性。结果表明,随着当量比的增加,燃烧模态由超燃模态转变为亚燃模态,当量比0.6是超燃模态过渡到亚燃模态的转换点。特征位置压比变化率最大时刻的比值1.5可以作为定量判别燃烧模态的依据,当特征位置壁面压强比值小于1.5时为超燃模态,大于1.5时为亚燃模态。 展开更多
关键词 超燃发动机 燃烧模态 判别准则 实验 数值模拟
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密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究 被引量：8
5
作者 贺旭照 周正 +1 位作者 毛鹏飞 乐嘉陵 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2014年第3期39-44,共6页
介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道（Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet，OICWI）的一体化设计方法，对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析，针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计... 介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道（Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet，OICWI）的一体化设计方法，对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析，针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计状态无粘模拟结果一致，设计状态下的计算结果表明，前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率。试验研究结果表明，改型一体化前体进气道在马赫数5～7条件下顺利启动，流场波系及压力分布同数值分析结果吻合。 展开更多
关键词 乘波体 进气道 一体化设计 密切内锥 流线追踪 试验研究
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马赫数10超燃冲压发动机激波风洞实验研究 被引量：8
6
作者 吴里银 孔小平 +3 位作者 李贤 吴锦水 张扣立 柳森 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第12期2818-2825,共8页
基于室温氢气驱动激波风洞实现总压28MPa,总焓4.7MJ/kg,名义马赫数10超声速空气自由来流模拟,开展二维超燃冲压发动机自由射流点火实验,实现稳定燃烧,燃烧持续时间5ms。通过此次试验,探索尝试了马赫数10超燃冲压发动机地面点火燃烧试验... 基于室温氢气驱动激波风洞实现总压28MPa,总焓4.7MJ/kg,名义马赫数10超声速空气自由来流模拟,开展二维超燃冲压发动机自由射流点火实验,实现稳定燃烧,燃烧持续时间5ms。通过此次试验,探索尝试了马赫数10超燃冲压发动机地面点火燃烧试验技术,初步获得了高马赫数超燃冲压发动机点火/燃烧过程参数和基本现象规律。试验中,采用高速相机完整记录了氢气喷注、着火、燃烧现象和燃烧持续过程,采用高频压力传感器和热电偶进行沿程壁面压力和热流测量。研究结果表明,马赫数10自由来流条件下,气态氢燃料垂直喷入超声速来流能够实现自点火,并发生剧烈燃烧,燃烧区域压力上升幅度40%,壁面热流上升幅度达100%。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 超声速燃烧 激波风洞 自由射流 试验
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超临界压力下正十烷流动传热的数值模拟 被引量：8
7
作者 赵国柱 宋文艳 +1 位作者 张若凌 乐嘉陵 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第4期537-543,共7页
为了深入理解主动再生冷却过程中碳氢燃料的超临界传热特性,基于SIMPLE算法建立了数值模拟方法,考虑了碳氢燃料物性随温度的剧烈变化,并利用电加热管实验结果验证了计算方法。针对超临界压力下细管道内正十烷的流动传热现象进行了系统... 为了深入理解主动再生冷却过程中碳氢燃料的超临界传热特性,基于SIMPLE算法建立了数值模拟方法,考虑了碳氢燃料物性随温度的剧烈变化,并利用电加热管实验结果验证了计算方法。针对超临界压力下细管道内正十烷的流动传热现象进行了系统的数值计算研究,考察了计算网格无关性和超临界流动传热过程中的压力效应。结果表明:网格选择与正十烷的状态有关;在超临界压力下,较低的正十烷压力引起临界温度附近的努赛尔数减小,导致传热效率下降;目前常用的传热经验公式在正十烷临界区域附近与数值计算结果差别较大。 展开更多
关键词 超临界压力 正十烷 再生冷却 数值模拟
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乙烯燃料超燃冲压发动机燃烧过程研究 被引量：8
8
作者 钟富宇 乐嘉陵 +1 位作者 田野 岳茂雄 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2021年第1期34-43,共10页
在来流马赫数2.0的直连式燃烧设备上,研究了氢气引燃条件下带凹腔的超燃冲压发动机燃烧室内,从氢点火到氢与乙烯混合燃烧,再到乙烯单独燃烧的全过程的燃烧流动特性,通过纹影、火焰自发光、CH自发光以及OH-PLIF等手段瞬时同步研究了流场... 在来流马赫数2.0的直连式燃烧设备上,研究了氢气引燃条件下带凹腔的超燃冲压发动机燃烧室内,从氢点火到氢与乙烯混合燃烧,再到乙烯单独燃烧的全过程的燃烧流动特性,通过纹影、火焰自发光、CH自发光以及OH-PLIF等手段瞬时同步研究了流场结构和火焰发展。先锋氢与乙烯的当量比分别约为0.33和0.10。整个燃烧过程分6个阶段,第一阶段为先锋氢注入之前的无反应流动,试验测定振荡频率约为400 Hz。第二阶段用于揭示先锋氢被点燃之前的流动特性,由于先锋氢的注入而产生的激波在下壁面反射并与凹腔内的激波相互作用,导致监测点压力增大。第三阶段描述了先锋氢的燃烧过程,从点火、火焰稳定直到壁面压力稳定,历时约26.0 ms。在0.1 ms内先锋氢点火对燃烧流场及流动结构产生重大影响,试验测量先锋氢燃烧产生的激波串的运动速度约为20 m/s,先锋氢稳焰模式为凹腔回流区稳定燃烧。第四阶段为氢气和乙烯混合燃烧,此阶段燃烧变得更加剧烈,激波串被推入隔离段内,以至于超出了观测范围,该阶段乙烯稳焰模式为剪切层稳定燃烧。第五阶段为乙烯的燃烧流动,当先锋氢停止喷注后,乙烯火焰在凹腔内的位置由上游向下游移动。最后一个阶段是乙烯单独燃烧直到火焰熄灭。初步分析表明,乙烯燃烧的CH自发光图片能定性研究其燃烧效率。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 乙烯 点火 稳焰 燃烧特性
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大规模CFD流场可视化分析系统的应用 被引量：7
9
作者 王松 王海洋 +2 位作者 吴亚东 吴斌 吴颖川 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第5期1138-1147,共10页
设计了大规模计算流体动力学(CFD)流场可视化分析系统(FVAS),系统具有完善而实用的大规模三维定常和非定常流场数据预处理与特征提取、体绘制、几何图形(流线、等值面等)绘制、纹理绘制等功能,并提供多种数据分析手段和良好的交互方法.... 设计了大规模计算流体动力学(CFD)流场可视化分析系统(FVAS),系统具有完善而实用的大规模三维定常和非定常流场数据预处理与特征提取、体绘制、几何图形(流线、等值面等)绘制、纹理绘制等功能,并提供多种数据分析手段和良好的交互方法.通过8种展示方式、3种显示模式以及5种视图类型展示流场数据内外流结构特征及其复杂的物理现象.同时系统针对时变数据提供动画展示功能并支持单机多核并行.案例分析表明该系统简单实用,通用性高,多种混合绘制技术能够有效展现燃烧室、进气道等流场数据内部反应情况,切面、剖分等交互方式多视图显示局部细节特征,并通过图表、曲线图等分析工具统计分析具体网格单元的信息.完成测试案例300例,与传统CFD软件相比提升70%以上的绘制效率,系统故障率为0.6%,功能事务成功率100%,有效加速对流场数据的分析统计过程. 展开更多
关键词 流场可视化分析系统(FVAS) 体绘制 几何图形绘制 纹理绘制 可视化应用函数库 多核并行
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脉冲风洞测力系统建模与载荷辨识方法研究 被引量：6
10
作者 王锋 贺伟 +1 位作者 毛鹏飞 张小庆 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2015年第1期94-103,共10页
将载荷辨识技术应用于脉冲燃烧风洞模型测力。用子结构综合法建立了测力试验系统的动力学模型,在时域内将动力学方程进行离散,建立起天平测量信号与模型气动载荷历程之间的线性关系,作为载荷辨识的模型。采用Tikhonov正则化和子空间投... 将载荷辨识技术应用于脉冲燃烧风洞模型测力。用子结构综合法建立了测力试验系统的动力学模型,在时域内将动力学方程进行离散,建立起天平测量信号与模型气动载荷历程之间的线性关系,作为载荷辨识的模型。采用Tikhonov正则化和子空间投影法相结合的混合正则化方法,将高维的、不适定的载荷辨识问题转化为低维的适定问题,以利于快速求解。提出了一种新方法来确定合适的投影子空间维数,然后应用L曲线准则来寻找低维正则化问题的最优正则化参数。最后通过算例验证了系统建模方法的精度和载荷辨识算法的有效性与稳定性。 展开更多
关键词 脉冲风洞 动力学建模 载荷辨识 正则化 反问题
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当量比对燃烧模态的影响机理分析 被引量：6
11
作者 王西耀 肖保国 +1 位作者 田野 晏至辉 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第4期488-494,共7页
为了深入分析当量比对燃烧模态的影响机理,通过试验和计算研究了不同当量比条件下超燃冲压发动机燃烧室流场,给出了释热速率的计算方法。结果表明,数值模拟结果具有一定的可靠性,并基于数值模拟结果,提出了模态形成过程中释热和流动速... 为了深入分析当量比对燃烧模态的影响机理,通过试验和计算研究了不同当量比条件下超燃冲压发动机燃烧室流场,给出了释热速率的计算方法。结果表明,数值模拟结果具有一定的可靠性,并基于数值模拟结果,提出了模态形成过程中释热和流动速度的反馈平衡机理。给出了三种燃烧模态及其特征,超燃模态,燃烧释热为分布式,燃烧室流动速度为超声速,隔离段无分离;亚燃模态,燃烧释热为集中式,燃烧室流动为亚声速,隔离段存在大分离以及强激波串;混合模态,燃烧释热为集中式,燃烧室流动同时存在亚声速和超声速,隔离段存在大分离以及强激波串。提出了高当量比条件下实现超声速燃烧的方法,即在扩张段注油,避免集中式释热。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 释热速率 燃烧模态 当量比
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面向高超声速飞行器的宽速域翼型优化设计 被引量：6
12
作者 张阳 韩忠华 +3 位作者 周正 汤继斌 张科施 宋文萍 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2021年第6期111-127,I0002,共18页
宽速域气动设计是水平起降高超声速飞行器研制的瓶颈问题之一。水平起降高超声速飞行器在飞行过程中需要经历亚、跨、超和高超声速多个速域,而适应不同速域的最佳气动外形相互矛盾,使得实现良好的宽速域气动设计面临极大挑战。首先,针... 宽速域气动设计是水平起降高超声速飞行器研制的瓶颈问题之一。水平起降高超声速飞行器在飞行过程中需要经历亚、跨、超和高超声速多个速域,而适应不同速域的最佳气动外形相互矛盾,使得实现良好的宽速域气动设计面临极大挑战。首先,针对高超声速飞行器宽速域翼型气动设计问题,发展了基于代理模型的高效全局气动优化设计方法,并设计出一种相对厚度为4%、有一定弯度、下表面具有双“S”形特征的宽速域翼型。将新翼型与常规四边形和双弧形翼型进行了气动特性对比,并进行了流动机理分析,结果表明新翼型的宽速域综合气动特性显著优于常规翼型,从而证明发展兼顾亚、跨、超和高超声速气动性能的宽速域翼型是可行的。其次,开展了宽速域翼型的多目标优化设计,通过分析Pareto解集中翼型的宽速域气动性能随几何外形变化的演化规律,进一步解释了有一定弯度、下表面呈双“S”形的薄翼型能够协调亚、跨、超声速与高超声速气动性能的原理。最后,采用平面外形为梯形的机翼,进行了三维机翼构型下的宽速域翼型多目标优化设计。三维优化设计结果与二维结果具有相似的几何特征和压力分布,说明这种通过下表面双“S”形小弯度薄翼型来兼顾亚、跨、超和高超声速气动性能的宽速域流动机理同样适用于三维情况,也证实了翼型设计对于宽速域高超声速飞行器仍然具有重要意义。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 宽速域气动设计 翼型 气动优化设计 多目标优化
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乙烯燃料超燃燃烧室流动特性与燃烧稳定性研究 被引量：5
13
作者 时文 田野 +4 位作者 郭明明 刘源 张辰琳 钟富宇 乐嘉陵 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第3期612-621,共10页
在低飞行马赫数条件下,乙烯燃料超燃冲压发动机为实现成功点火及稳定燃烧,常使用先锋氢引燃乙烯,本文通过试验研究了多种喷注方案下的超燃燃烧室流动特性、火焰传播特性及燃烧稳定性,喷注方案包括单先锋氢、单乙烯和组合喷注方式.超燃... 在低飞行马赫数条件下,乙烯燃料超燃冲压发动机为实现成功点火及稳定燃烧,常使用先锋氢引燃乙烯,本文通过试验研究了多种喷注方案下的超燃燃烧室流动特性、火焰传播特性及燃烧稳定性,喷注方案包括单先锋氢、单乙烯和组合喷注方式.超燃燃烧室入口马赫数为2.0,总温为953 K,总压为0.82 MPa.多种非接触光学测量手段被应用于超燃冲压发动机流场结构和火焰传播规律的诊断,包括纹影、CH自发光照相和OH-PLIF,并使用10 kHz的压力传感器来采集燃烧室上壁面中线处压力.结果表明:在无燃料喷注情况下,发动机内流场会以约450 Hz的主频振荡;在有燃料喷注情况下,凹腔上游喷注方式会抑制振荡,而凹腔台阶下游喷注方式对流场振荡影响较小.OH-PLIF图像结果表明:先锋火焰是不稳定的,当先锋氢在凹腔上游喷注时,先锋火焰主要集中于凹腔中后部,OH基在凹腔中部重复地集聚与扩散;当先锋氢在凹腔台阶下游喷注时,先锋火焰呈破碎状分布于剪切层内,且凹腔后斜坡处无燃烧.燃料组合喷注时,燃烧也是不稳定的.先锋氢关闭后,火焰从凹腔中部后移至凹腔后斜坡处,且火焰形态稳定,组合喷注时的燃烧不稳定现象源于先锋氢燃烧的不稳定性. 展开更多
关键词 乙烯 先锋氢 振荡主频 燃烧稳定性
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周期节流扰动下激波串振荡流动的数值模拟 被引量：2
14
作者 高文智 赵鹏飞 +3 位作者 宁重阳 田野 聂宝平 李祝飞 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第4期994-1004,共11页
基于动网格方法数值模拟并分析来流马赫数为6,二元进气道/隔离段构型在频率为50~500 Hz周期节流下的激波串振荡流动。结果表明:当节流比在0.2~0.32范围内周期变化时,隔离段出现与节流频率相同的激波串振荡现象。节流频率会影响激波串振... 基于动网格方法数值模拟并分析来流马赫数为6,二元进气道/隔离段构型在频率为50~500 Hz周期节流下的激波串振荡流动。结果表明:当节流比在0.2~0.32范围内周期变化时,隔离段出现与节流频率相同的激波串振荡现象。节流频率会影响激波串振荡幅度和壁面压强波动特性。50 Hz与100 Hz工况的激波串流向振幅相近,100~500 Hz范围内随频率增加,流向振幅从15.5 mm减小至10.8 mm。壁面压强随频率的变化规律更加复杂,以凹腔中部为界,其上游壁面压强时均值、均方差峰值整体随频率增加而降低,其中50 Hz工况唇口侧壁面压强均方差峰值可达21倍来流静压,但其下游壁面压强无明显规律。分析表明节流频率对激波串振荡的影响与节流扰动的传播时间相关,工程设计中需综合考虑构型与反压参数对激波串振荡的影响。 展开更多
关键词 高超声速进气道 隔离段 动态反压 激波串振荡 脉动压强
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甲烷预冷器三维换热特性数值研究
15
作者 罗佳茂 游进 +3 位作者 焦思 杨顺华 薄泽民 肖云雷 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期39-49,共11页
采用三维数值仿真方法对轴向管束式甲烷预冷器的热交换性能进行了评估,获得了预冷器在不同冷却剂当量比和飞行工况下的流场分布,并在此基础上提出了冷却剂流量控制策略。计算结果表明:该型甲烷预冷器在3倍当量比冷却剂条件下最高能将来... 采用三维数值仿真方法对轴向管束式甲烷预冷器的热交换性能进行了评估,获得了预冷器在不同冷却剂当量比和飞行工况下的流场分布,并在此基础上提出了冷却剂流量控制策略。计算结果表明:该型甲烷预冷器在3倍当量比冷却剂条件下最高能将来流空气冷却131 K,能将传统涡轮发动机工作速域拓展至马赫数为3.0以上;预冷器出口空气流场受管束排列方式影响无法实现完全均匀,总温畸变为13.3%;甲烷最高温升为395 K;冷却管内外壁面平均温差约为15 K,管内甲烷横截面内温差约为10 K;预冷器总压恢复系数为0.715~0.88,换热有效度为0.63~0.9,最大功质比为395 kW/kg。在发动机预冷需求和冷却剂消耗限制条件下规划了冷却剂流量控制策略,建议马赫数为2.5以下保持不高于1.5倍当量比冷却剂,马赫数为3.0以上保持3倍当量比冷却剂。 展开更多
关键词 预冷器 甲烷 预冷发动机 热交换 冷却管
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连续伴随方法在二维高超声速进气道优化中的应用 被引量：6
16
作者 高昌 张小庆 +2 位作者 贺元元 吴颖川 乐嘉陵 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2020年第1期21-26,共6页
针对连续伴随方法,开展在二维高超声速进气道优化中的应用研究。进气道构型采用基于特征线法设计的曲面压缩进气道,运用自由曲面变形FFD方法对进气道外压缩面参数化控制,在黏性情况下基于连续伴随方法以进气道流量为目标开展优化研究。... 针对连续伴随方法,开展在二维高超声速进气道优化中的应用研究。进气道构型采用基于特征线法设计的曲面压缩进气道,运用自由曲面变形FFD方法对进气道外压缩面参数化控制,在黏性情况下基于连续伴随方法以进气道流量为目标开展优化研究。采用三套网格研究外压缩面壁面灵敏度的影响因素,结果表明壁面灵敏度对边界层网格依赖性较强;通过有限差分法对连续伴随方法得到的目标函数梯度进行验证。基于以上方法和结论,采用拟牛顿BFGS方法以进气道流量为目标函数对外压缩面优化,优化后唇口处入射激波实现封口,外压缩面最大法向位移为5.6mm,进气道流量提高6.3%,整体性能得到提升。优化结果表明,伴随方法可有效应用于高超声速进气道优化。 展开更多
关键词 连续伴随方法 高超声速进气道 构型优化
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RBCC模态特征与热力循环分析样本全覆盖策略
17
作者 万冰 白菡尘 陈军 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第4期20-34,共15页
为了获得样本全覆盖的RBCC全模态热力循环分析策略,针对目前尚有争议的低速阶段,采用数值模拟方法研究了支板式RBCC构型在Ma=0~2的流场演化特性,基于对流场演化的认识,区分了火箭-冲压联合工作阶段的模态,提出了除纯火箭模态以外的RBCC... 为了获得样本全覆盖的RBCC全模态热力循环分析策略,针对目前尚有争议的低速阶段,采用数值模拟方法研究了支板式RBCC构型在Ma=0~2的流场演化特性,基于对流场演化的认识,区分了火箭-冲压联合工作阶段的模态,提出了除纯火箭模态以外的RBCC样本全覆盖的热力循环分析方法策略。研究结果表明,火箭-冲压联合工作阶段时,RBCC的工作模态包括引射模态、“火箭冲压协同”模态和“加力冲压”模态;在亚声速范围,只要正确赋值来流总温、总压,零速引射分析方法可以用于确定有速度条件的进气道入流流量和混合室出口条件;存在“扫掠激波”的超声速阶段与高亚声速阶段的流场特征相似,零速引射分析方法可用于存在“扫掠激波”的超声速阶段,输入条件取“扫掠激波”后的滞止参数;将零速引射分析方法和以燃烧区特征马赫数为表征的等效热力过程分析方法结合,可以实现RBCC除纯火箭模态以外的各模态样本全覆盖的热力循环分析。 展开更多
关键词 RBCC 低速段 模态 样本全覆盖 热力循环
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基于POD-PCE-Kriging模型的航空发动机高维多目标优化 被引量：2
18
作者 马跃 郭明明 +3 位作者 孙博伦 田野 宋文艳 乐嘉陵 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第7期1604-1614,共11页
针对于传统的航空发动机燃烧室设计过程计算周期长,加工和试验成本高,制约发动机设计周期的问题,基于航空发动机燃烧室模型,结合POD-PCE-Kriging(本征正交分解-多项式混沌展开-Kriging)模型和粒子群优化(PSO)算法开展了燃烧性能代理模... 针对于传统的航空发动机燃烧室设计过程计算周期长,加工和试验成本高,制约发动机设计周期的问题,基于航空发动机燃烧室模型,结合POD-PCE-Kriging(本征正交分解-多项式混沌展开-Kriging)模型和粒子群优化(PSO)算法开展了燃烧性能代理模型的构建和多目标优化设计。通过试验,应用POD-PCE-Kriging模型预测结果与一维程序计算结果进行对比分析,针对于燃烧效率和总压损失预测值的方均根误差分别为0.006 3%和0.122 7%。对设计变量参数开展寻优,并对获取的Pareto最优解集进行了分析,为满足性能指标的先进航空发动机燃烧室设计提供了物理见解,可以快速准确获得满足最优性能的设计参数,缩短航空发动机的研制周期。 展开更多
关键词 航空发动机燃烧室设计 代理模型 POD-PCE-Kriging模型 粒子群优化算法 多目标优化
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飞行Ma12条件超燃发动机流场及燃烧特征分析 被引量：4
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作者 何粲 邢建文 +2 位作者 欧阳浩 邓维鑫 肖保国 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第3期622-632,共11页
为提升针对高马赫数发动机的模拟能力,对计算方法进行了可压缩性修正,并针对飞行Ma12条件下超燃冲压发动机进行了多状态三维数值模拟,分析了发动机内波系、参数以及燃烧性能特征.研究结果表明:(1)修正后的方法计算所得激波位置及强度与... 为提升针对高马赫数发动机的模拟能力,对计算方法进行了可压缩性修正,并针对飞行Ma12条件下超燃冲压发动机进行了多状态三维数值模拟,分析了发动机内波系、参数以及燃烧性能特征.研究结果表明:(1)修正后的方法计算所得激波位置及强度与试验值吻合,在激波串模拟、高马赫数发动机模拟上均展现了更优的能力.(2)发动机内形成激波与反射波系,燃烧并未改变波系贯穿流道的基本结构,且随着当量比增加,激波角增大,反射激波数量增多,激波交汇带来的温升与压升有利于燃烧释热,且随着反射激波沿流向减弱,激波导致的壁面热流升高现象逐渐减弱.(3)流场中绝大部分区域为非预混燃烧.燃烧室后段平均静温超过2500 K,完全产物H_(2)O减少,H_(2)与O_(2)燃烧效果变差,发动机可利用的有效释热在燃烧室前段增加,在后段减少.O原子复合主要发生在喷管中.(4)当量比0.5时,化学反应主要发生在燃烧室前部;当量比1.0时,反应距离更长.当量比0.5与1.0下燃烧室阻力差异较小,总推力系数提升主要由尾喷管贡献.燃烧会导致燃烧室摩阻及整机总摩阻减小,进气道与尾喷管摩阻变化较小. 展开更多
关键词 高马赫数 超燃冲压发动机 可压缩性修正 有效释热
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热力学非平衡对超燃冲压发动机冷态流动影响研究 被引量：4
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作者 韩亦宇 张若凌 +2 位作者 邢建文 贺元元 周凯 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第7期157-169,共13页
随着流动马赫数和温度的变化,热力学非平衡对流动的影响也在变化。为研究热力学非平衡对不同飞行马赫数下的超燃冲压发动机冷态流动的影响,对三个经典的超燃冲压发动机模型,包括JAXA M12-02超燃冲压发动机、DLR超燃冲压发动机以及Hyshot... 随着流动马赫数和温度的变化,热力学非平衡对流动的影响也在变化。为研究热力学非平衡对不同飞行马赫数下的超燃冲压发动机冷态流动的影响,对三个经典的超燃冲压发动机模型,包括JAXA M12-02超燃冲压发动机、DLR超燃冲压发动机以及Hyshot II超燃冲压发动机进行数值模拟。针对每个超燃冲压发动机,分别采用三种热力学模型进行模拟,包括量热完全气体模型(对应冻结流动),单温度模型(对应热力学平衡流动)以及双温度模型(对应热力学非平衡流动)。计算结果表明,热力学模型对超燃冲压发动机内流波系结构的位置有一定影响:从整体上来说,双温度模型计算所得波系位置比量热完全气体模型计算结果靠后,比单温度模型计算结果靠前;不同热力学模型计算所得波系位置在发动机前段相对较为接近,而随着向下游发展,波系位置的差别逐渐增大,这是上游每一道波系位置的差别逐渐累积的结果。在发动机前段,双温度模型计算所得波系位置更接近于量热完全气体模型计算结果。通过分析不同热力学模型计算所得激波角可以对此进行解释。而就本文涉及的三个小尺寸超燃冲压发动机而言,热力学模型对气动力和力矩的影响相对较小。不同热力学模型计算所得气动力和力矩的差别主要来源于计算所得激波串位置的差别。 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 热力学非平衡 热力学模型 双温度模型 内流 数值模拟
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