南京航空航天大学航空宇航学院内流研究中心
- 作品数：40 被引量：274H指数：12
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- 相关领域：航空宇航科学技术自动化与计算机技术理学兵器科学与技术更多>>
- 前体边界层状态对高超声速进气道流动结构及性能的影响被引量：7
- 2008年
- 采用CFD方法研究了前体边界层状态对轴对称高超声速进气道的波系结构、激波/边界层干扰特性以及流量捕获能力、总压恢复系数等的影响,获得了不同马赫数下进气道性能参数随一级锥边界层强制转捩位置的变化规律,并对采用二维粗糙体作为强制转捩措施给流场所带来的干扰进行了分析,研究中还对比了具体进气道设计方案间的差别.
- 蔡巧言谭慧俊
- 关键词：高超声速进气道
- 复杂变截面进气道的一种设计方法被引量：17
- 2009年
- 提出了一种基于曲率控制的截面形状生成与过渡技术,可实现进气道任意进口截面形状向出口圆截面的过渡,以此为基础编制了进气道设计程序,能快速且可视地完成各种具有复杂进口截面形状、复杂弯曲形式的进气道设计,并可对进气道通道的各种特征参数进行监控,为下一步复杂变截面进气道的参数化研究奠定了基础.作为初步应用,还完成了多种进口形式的进气道型面设计,并以类X-47狭缝式进气道为例进行了详细介绍.
- 周慧晨谭慧俊李湘萍
- 关键词：设计方法
- 二维弯曲等截面管道中的激波串特性研究被引量：20
- 2006年
- 利用Carroll的试验数据验证了数值方法的有效性之后,对二维等截面弯曲管道中激波串的特性进行了数值模拟试验,研究了管道弯曲对激波串的结构与特征长度、壁面沿程静压分布、出口截面马赫数与总压恢复、反压特性等的影响,研究中考虑了不同的进口马赫数和边界层厚度。结果表明,管道弯曲对流动的对称性有着明显影响,当马赫数较高时(如Ma_o=2．45)合适程度的管道弯曲有利改善直管道已有的流动不对称,使激波串长度缩短。管道弯曲能够有效抑制出口压力变化所导致的出口截面马赫数的大幅波动,考虑到低压比时(出口Ma_e＞1)直、弯管道之间总压恢复系数存在明显差距,而当压比较高时(出口Ma_e＜1)两者相当接近,因此亚燃发动机的超声速扩压器可适当使用大曲率以缩短管道的轴向长度。另外,鉴于弯曲管道与直管道内激波串长度之间的明显差异,已有的基于直管道的激波串长度经验公式不能很好地适用于弯曲管道。
- 谭慧俊郭荣伟
- 关键词：等截面激波串进气道隔离段冲压发动机
- 火箭射流对RBCC进气道性能的影响被引量：6
- 2010年
- 火箭基组合循环(RBCC)推进系统在引射模态时存在火箭发动机和冲压发动机的共同工作,为了分析引射模态时进气道的性能和流场特征,根据RBCC的特点,设计了一种RBCC用二元式进气道,采用数值模拟方法研究了不同飞行高度、马赫数和掺混段反压下火箭射流对进气道性能的影响。研究发现,火箭发动机的工作状态决定了火箭射流对进气道性能的影响:当火箭发动机工作在过膨胀状态时,火箭射流的引射抽吸作用明显提高了推进系统的抗反压能力,但并不改善进气道的起动能力;当火箭发动机工作在欠膨胀状态时,火箭射流的压力扰动会使进气道扩压段产生结尾激波,进气道性能随之改变。
- 刘大李博黄国平
- 关键词：火箭基组合循环进气道引射数值仿真
- 二元高超声速变几何进气道初步研究
- 首先提出了一种进气道内收缩比可控、包括唇口后退等几何动作的变几何进气道的设计思路，给出了具体的设计过程及影响因素。据此，开展了二元高超声速定、变几何进气道气动方案设计研究，并进行了细致的数值模拟，给出了进气道气动性能参数...
- 袁化成滕健郭荣伟
- 关键词：高超声速进气道气动性能数值模拟
- 文献传递
- 吸气式高超声速飞行器冷流试验设计及验证被引量：6
- 2014年
- 对于吸气式飞行器而言,地面冷流试验是检验其进气道性能及气动特性的一项重要手段.以二元混压式进气道、机体/推进系统耦合为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的内外流一体化巡航飞行器,针对其高超声速特性开展了冷流风洞试验,来流速度范围Ma=5.0~7.0,攻角范围α=-4°~8°.测压试验结果表明,随着来流马赫数的增大,进气道的总压恢复系数下降;而流量系数先上升,在设计点达到最大值;在一定攻角范围内,进气道的总压恢复系数和流量系数提高,但当攻角增大至巡航攻角时,随着攻角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数逐渐下降.测力试验验证了数值算法的有效性,除轴向力系数以外,其余气动特性系数的发展规律及数值基本吻合,可通过修正试验值的方式外推出飞行器的气动特性数据.
- 邓帆杜新谭慧俊曾宪政
- 关键词：超燃冲压发动机冷流试验气动特性
- DSMC方法模拟微尺度流动时特征参数选取的研究
- 微型涡轮发动机、微型火箭发动机等均存在微尺度流动,MonteCarlo直接模拟(DSMC)方法是模拟这一类流动最有效的方法.本文利用DSMC算法对微尺度平板附面层流动进行了数值模拟研究.分析了算法中三个主要特征参数:采样...
- 冯萍黄国平梁德旺
- 关键词：微通道微型涡轮发动机MONTECARLO模拟
- 文献传递
- 一种基于双模态燃烧的二元高超声速进气道研究
- 设计并研究了一种基于双模态燃烧的二元高超声速进气道。通过在进气道内设计一个隔板，将流道分为超声速通道和亚燃通道。采用数值模拟方法，重点研究了内压段肩部型面，隔板高度及水平位置，隔板头部型面，过渡段扩张角等几何设计参数对进...
- 李航李博
- 关键词：航空飞行器高超声速进气道超燃冲压发动机数值模拟反压特性
- 文献传递
- 矩形截面高超声速变几何进气道研究
- 2013年
- 为了改善宽马赫数范围工作的进气道性能,对矩形截面高超声速变几何进气道进行了研究,提出并设计了一种包括唇口开启、唇口后退等几何动作的变几何进气道设计方案。据此在马赫数Ma=4.0～6.5范围内设计了矩形截面高超声速变几何进气道,采用数值仿真方法对其气动性能开展了研究,并与定几何进气道性能进行了对比。研究结果表明:设计马赫数及高于设计马赫数条件下,变几何进气道与定几何进气道的性能基本相同。低于设计马赫数时,变几何进气道的性能明显优于定几何进气道。
- 袁化成郭荣伟
- 关键词：矩形截面高超声速进气道变几何设计方法数值模拟
- 改善内乘波式进气道出口均匀性的内收缩基本流场研究被引量：19
- 2009年
- 内收缩基本流场的设计直接决定了内乘波式进气道最终性能。以出口流场均匀为目标,提出了两种新型内收缩流场,分别命名为ICFC流场和ICFD流场并给出了相应的设计方法。以来流马赫数6.0和出口马赫数3.0为条件,设计了含截短Busem ann流场在内的几种典型三维内收缩流场,开展了流场分析和性能对比。综合分析后发现,在保证流场具备较高性能参数的前提下,ICFC流场出口参数最均匀,更适合于内乘波式进气道设计。初步研究获得的ICFC流场主要性能参数随入口气流偏转角的变化规律,为改善内乘波式进气道出口均匀性设计提供了依据。
- 郭军亮黄国平尤延铖梁德旺
- 关键词：高超声速进气道
