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内并联型TBCC进气道方案设计及验证被引量：16: 2012年; 提出了一种带可变几何泄流腔的内并联型涡轮基组合循环(TBCC)进气道设计方案.介绍了进气道的总体设计思路,给出了进气道的设计马赫数、转级马赫数及飞行轨迹,对不同来流条件下进气道的工作方式以及全马赫数范围进气道型面调整的安排进行了论述,确定了进气道主要气动参数与型面参数的选取原则.通过数值模拟和高速风洞试验的手段,对进气道设计方案的可行性进行了验证.数值模拟结果表明:当Ma0≤2.5时,进气道的总压恢复系数均在0.8以上,当2.5; 张华军郭荣伟谢旅荣; 关键词：组合发动机进气道风洞试验

某组合发动机进气道抽吸作用分析被引量：23: 2006年; 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。; 张华军梁德旺; 关键词：进气道组合发动机附面层抽吸数值模拟

一种组合发动机变几何进气道流场特性研究被引量：13: 2009年; 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.; 张华军梁德旺郭荣伟; 关键词：组合发动机反压特性数值模拟

TBCC进气道涡轮通道扩张段设计及涡轮模态特性被引量：9: 2014年; 采用拓展中心线、不同的流通截面面积变化规律和倒圆半径变化规律对内并联型TBCC（turbine based combined cycle engine）进气道涡轮通道扩张段进行了设计．通过数值模拟的手段，对涡轮通道扩张段设计参数的影响规律和涡轮模态下涡轮通道扩张段的气动特性进行了研究，并利用高速风洞试验结果对数值模拟方法进行了验证．研究结果表明：中心线控制点纵坐标在1．50～2．25、涡轮通道扩张段出口等直段长度与出口直径比值在0．3～0．7的范围内取值时，涡轮通道扩张段可获得较高的出口总压恢复系数和较小的出口总压畸变指数；采用前急后缓的流通截面面积和倒圆半径变化规律能使涡轮通道扩张段获得较小的出口总压畸变指数；随着飞行马赫数的增加，进气道和涡轮通道扩张段的流量系数先不断减小，在飞行马赫数为0．9附近达到最小，之后又逐渐增加，涡轮通道扩张段出口总压恢复系数不断升高，在飞行马赫数为0．7附近达到最大，之后又逐渐降低；涡轮模态下，涡轮通道扩张段出口总压畸变指数均小于0．5，能很好地满足涡轮发动机对进口流场的要求．; 张华军刘兴国郭荣伟谢旅荣; 关键词：组合发动机进气道 TBCC

涡扇发动机涡轮后框架结构/材料一体化优化设计方法: 2013年; 基于传统结构优化设计方法,综合考虑结构参数和材料性能对涡扇发动机涡轮后框架性能的影响,提出涡轮后框架结构/材料一体化优化设计方法.将原设计问题分解为结构级优化和材料级优化,分别应用可行方向法和并行遗传算法进行求解.应用C语言开发了分布式并行优化设计平台.应用该平台对某型涡扇发动机涡轮后框架进行结构/材料一体化优化设计,得到最佳材料组合和结构参数.优化结果表明:与单一材料的结构优化方法相比,提出的结构/材料一体化优化方法进一步减少了结构的质量,算例中最优选材比最差选材质量减少29.0%.; 高希光刘兴国张华军宋迎东; 关键词：涡扇发动机分布式计算并行遗传算法

TBCC进气道研究现状及其关键技术被引量：28: 2010年; 介绍了TBCC发动机的组合方案及相对应的进气道方案,通过对国外TBCC进气道技术发展和应用现状的详细分析,阐述了不同布局方式的TBCC进气道的优劣点,总结了发展TBCC进气道所面临的主要挑战及所需解决的关键技术,提出了TBCC进气道技术当前有待突破的首要问题,意在为发展TBCC进气道技术提供基本思路和参考。; 张华军郭荣伟李博; 关键词：涡轮基组合循环发动机进气道高超声速

TBCC进气道变几何泄流腔研究被引量：8: 2012年; 提出了一种用于内并联型涡轮基组合循环(TBCC)进气道全马赫数范围的可变几何泄流腔方案,给出了可变几何泄流腔的设计方法;研究了泄流腔及其几何特征参数对进气道流场特征和气动性能的影响,获得了几何特征参数对进气道气动性能的影响规律.最后,采用三维流场数值模拟手段,对泄流腔可变型面参数随飞行马赫数Ma0的调节规律和进气道在全马赫数范围内的气动特性进行了研究,结果表明:泄流腔开启之后,随着Ma0的增加,泄流腔进口宽度和喉道高度不断减小,且均呈前急后缓的减小趋势;在Ma0≤2.0和Ma0≥2.5时,泄流腔进口前角均随Ma0的增加而减小;当Ma0≤2.5时,进气道的总压恢复系数均在0.8以上,当2.5; 张华军郭荣伟谢旅荣; 关键词：组合发动机进气道数值模拟

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张华军