检索结果-南通市图书馆

结合次流控制的壁面鼓包对激波/边界层干扰的控制方法研究

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推进技术 2018年第3期39卷 528-537页

作者：程代姝张悦正德职业技术学院江苏南京211111 南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016

为了对超声速、高超声速进气道内激波/边界层干扰现象进行有效控制,提出了一种结合次流控制的壁面鼓包控制激波/边界层干扰的方法,并对相关流动机理及参数影响规律进行了研究。结果表明:将次流控制与壁面鼓包相结合,利用鼓包前后存在的... 详细信息

为了对超声速、高超声速进气道内激波/边界层干扰现象进行有效控制,提出了一种结合次流控制的壁面鼓包控制激波/边界层干扰的方法,并对相关流动机理及参数影响规律进行了研究。结果表明:将次流控制与壁面鼓包相结合,利用鼓包前后存在的压差,将激波入射导致的分离区内的低能流引入鼓包下方的引流腔,在减少分离包内低能流的同时,促进分离包的再附着,有效地缩小了激波入射导致的边界层分离,改善了通道内的流动状态,降低了流动损失。同时,将引流腔中的气流从鼓包下游的吹气缝中喷出,对当地边界层起到了一定的能量补充效果,并避免了捕获流量的损失。相较于现有的壁面鼓包控制方案,结合次流控制后可以在较大激波入射范围内实现对激波/边界层干扰的控制,通道出口的总压恢复系数的最大改善幅度可以达到5%以上。此外,将引气缝布置在鼓包迎风面,并且当单条引气缝的宽度和间距固定不变,而引气缝总宽度和单条引气缝宽度之比不大于3时,可以获得较好的控制效果。

关键词：超声速/高超声速进气道激波/边界层干扰次流控制壁面鼓包

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基于弹体表面吹气的埋入式进气道性能改善

航空动力学报 2012年第5期27卷 1131-1138页

作者：程代姝孙姝温玉芬谭慧俊南京航空航天大学能源与动力学院南京210016 南京航空航天大学民航学院南京210016

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... 详细信息

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%.

关键词：埋入式进气道边界层吹气总压恢复系数畸变指数

基于记忆合金的可变形涡流发生器控制唇罩激波/边界层干扰研究

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推进技术 2018年第12期39卷 2755-2763页

作者：张悦高婉宁程代姝南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室江苏南京210016 正德职业技术学院江苏南京211111

为了对超声速进气道口部唇罩激波/边界层干扰进行有效的控制,提出了一种基于记忆合金的可变形大长高比涡流发生器,并通过风洞实验验证了该方案的可行性和控制效果。结果表明:在记忆合金的驱动下,大长高比的涡流发生器可以实现自主变形,... 详细信息

为了对超声速进气道口部唇罩激波/边界层干扰进行有效的控制,提出了一种基于记忆合金的可变形大长高比涡流发生器,并通过风洞实验验证了该方案的可行性和控制效果。结果表明:在记忆合金的驱动下,大长高比的涡流发生器可以实现自主变形,并且其变形量与设计值吻合较好,在没有外界气流干扰条件下涡流发生器尾缘变形高度与设计值的相对误差为3%,在风洞吹风条件下,变形完成的涡流发生器尾缘高度与设计值的误差为5.4%。在大长高比的可变形涡流发生器控制下,进气道入口因唇罩激波/边界层干扰导致的边界层分离包被有效控制,其被分割破碎为多个沿展向分布的小尺度分离包。同时,涡流发生器尾部诱导的旋涡增强了分离包内的低能流与主流的掺混,促使分离气流迅速再附。当进气道在马赫3.8工作时,进气道出口的总压恢复系数从无控制时的0.557提升至0.603。

关键词：超声速进气道形状记忆合金涡流发生器激波/边界层干扰

爆震发动机超声速进气道的非定常耦合流场数值研究

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航空动力学报 2012年第11期27卷 2511-2520页

作者：温玉芬谭慧俊张启帆程代姝南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

采用带化学反应的非定常数值仿真方法,对爆震发动机(PDE)内进气道、燃烧室、尾喷管的耦合流场进行了分析,并着重研究了爆震压力波及其反射波对超声速进气道内流动结构的非定常干扰过程,对比了3种进气道/燃烧室耦合方式下进气道流动特性... 详细信息

采用带化学反应的非定常数值仿真方法,对爆震发动机(PDE)内进气道、燃烧室、尾喷管的耦合流场进行了分析,并着重研究了爆震压力波及其反射波对超声速进气道内流动结构的非定常干扰过程,对比了3种进气道/燃烧室耦合方式下进气道流动特性的差异.结果表明:通过在燃烧室内填充以化学恰当比预混的燃料和氧化剂,数值仿真可获得稳定自持的爆震波.在爆震波压强作用下所产生的结尾波系和反射激波会发生耦合干扰作用,它们在流道内的运动传播影响了结尾波系的前传幅度.通过对比不同进气道/燃烧室耦合方式的流场特征发现:采用突扩式进气道/燃烧室连接段可利用燃烧室头部固壁的阻碍以及其对爆震高压波的反射作用将大部分的压缩气体存储于燃烧室内,进而减弱进气道与燃烧室之间的耦合干扰作用,对提高进气道的工作稳定性有利.另外,内凹式燃烧室头部段的引入还为压缩气体提供了额外的存储空间,故可以进一步缓冲爆震高压,提高进气道的稳定工作裕度.

关键词：超声速进气道脉冲爆震发动机耦合流场突扩式进气道燃烧室连接段内凹式燃烧室头部

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基于二次流控制的高性能埋入式进气道研究

基于二次流控制的高性能埋入式进气道研究

作者：程代姝南京航空航天大学

学位级别：硕士

埋入式进气道因其在飞行器表面不呈现任何突起部分而具有独一无二的一体化优势，不仅能够显著降低飞行器的迎风阻力和雷达散射截面积，具有较好的隐身性能，而且有利于飞行器的携带、安装及箱式发射。但是，由于其进口完全埋入机身或弹... 详细信息

埋入式进气道因其在飞行器表面不呈现任何突起部分而具有独一无二的一体化优势，不仅能够显著降低飞行器的迎风阻力和雷达散射截面积，具有较好的隐身性能，而且有利于飞行器的携带、安装及箱式发射。但是，由于其进口完全埋入机身或弹身的边界层之中，无法像常规进气道那样利用来流冲压进气，同时还吸入了大量的机(弹)身边界层气流，因而该类进气道的总压恢复系数较低、出口流场畸变较大。因此，有必要研究一种总压恢复系数较高、出口流场畸变较低的高性能埋入式进气道，为其进一步的工程实际应用奠定技术基础。本文首先对无控制的埋入式进气道基准方案进行了全三维的数值仿真研究，获得了其基本的性能参数和流动特征，结果表明，埋入式进气道进口前吸入的边界层气流和进口侧棱产生的卷吸涡是导致其总压恢复系数较低、出口流场畸变较大的主要原因。然后针对上述两方面原因，分别提出了弹体表面吹气和通道内放气两种流场控制概念，其中，通道内放气方案又分旋涡排泄和边界层吸除两种实现方式。通过数值仿真比较了不同流场控制方法对埋入式进气道的性能改善效果，掌握了不同控制方案下埋入式进气道的流动特征，并获得了关键设计参数对其性能的影响规律，结果证实了本文所提出的流场控制方法均有效地提高了埋入式进气道的总压恢复系数，并降低了出口流场畸变。最后，对通道内放气的流场控制方法进行了实验研究，检验了改进方法的有效性。与基准方案相比，实验所采用的通道内放气方案的总压恢复系数改善幅度为2.2%.8%，畸变指数DC60的改善幅度为20%0%。

关键词：埋入式进气道总压恢复系数畸变指数弹体表面吹气通道内放气

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结合局部次流循环的变几何轴对称进气道研究

推进技术 2019年第9期40卷 2003-2011页

作者：程代姝张悦高婉宁薛雁正德职业技术学院江苏南京211111 南京航空航天大学能源与动力学院江苏省航空动力系统重点实验室江苏南京210016

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... 详细信息

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。

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

一种矢量增强型双喉道射流推力矢量喷管的数值模拟

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航空动力学报 2010年第9期25卷 2070-2076页

作者：周慧晨谭慧俊孙姝程代姝南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

为克服双喉道射流矢量喷管矢量角偏小的缺点,提出了一种矢量增强型双喉道矢量喷管的设计概念:在喷管尾部增加一扩张段,利用流体的附壁效应使主流在扩张段中进一步偏转,从而获取更大的矢量角.首先对设计概念的可行性进行了仿真分析,而后... 详细信息

为克服双喉道射流矢量喷管矢量角偏小的缺点,提出了一种矢量增强型双喉道矢量喷管的设计概念:在喷管尾部增加一扩张段,利用流体的附壁效应使主流在扩张段中进一步偏转,从而获取更大的矢量角.首先对设计概念的可行性进行了仿真分析,而后对扩张段的设计规律进行了研究.结果表明,在喷管尾部附加扩张段可显著强化其推力矢量性能,使矢量角达到20°以上,但也导致了一定的推力损失.在研究范围内,扩张段扩张角、扩张段长度、扩张段型线等设计参数对喷管的矢量效率、推力系数以及内部流态均有着显著影响,而在扩张段开缝则可以作为一种抑制尾喷流过膨胀的有效措施.若将内凹型扩张段与开缝方案相结合,仅需消耗2.8%的次流便可获得24.12°的推力矢量角和0.929的推力系数.

关键词：射流推力矢量双喉道喷管推力矢量喷管矢量增强扩张段

一种进气道内激波/边界层干扰控制的新方法及其流动机理

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宇航学报 2012年第2期33卷 265-274页

作者：张悦谭慧俊张启帆程代姝南京航空航天大学南京210016

针对高超声速进气道内经常存在的激波/边界层干扰现象,提出了一种基于可变形壁面鼓包的激波/边界层干扰控制概念,并对相关流动机理及参数影响规律进行了细致研究,结果表明:可变形鼓包通过其迎风侧的预增压作用,外凸段膨胀波束对反射激... 详细信息

针对高超声速进气道内经常存在的激波/边界层干扰现象,提出了一种基于可变形壁面鼓包的激波/边界层干扰控制概念,并对相关流动机理及参数影响规律进行了细致研究,结果表明:可变形鼓包通过其迎风侧的预增压作用,外凸段膨胀波束对反射激波的削弱作用,以及膨胀波束对边界层气流的加速作用来对激波/边界层干扰现象进行抑制;当激波入射点位于鼓包背风侧膨胀波区时,鼓包对边界层分离的抑制效果明显,并且适当增加鼓包高度可增加其抑制效果;对于鼓包迎风侧型线,在设计时应尽量采用较小的内凹段曲率,同时在外凸段上其最大曲率点应尽量与激波入射点靠拢,而对于背风侧型线的设计则应选择相近的外凸段和内凹段曲率较为合适。

关键词：高超声速进气道激波/边界层干扰控制可变形鼓包数值模拟

行动导向的飞机与发动机维护课程教学改革探析

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科技风 2021年第19期 37-38页

作者：程代姝正德职业技术学院江苏南京210000

飞机与发动机维护课程是培养航空维修应用性技术人才的主要课程之一,其教学改革对培养我国航空维修人才具有重要意义。从现阶段来看,行动导向法教学是飞机与发动机维护课程教学改革的重要途径,由于该改革尚处于初期阶段,故还有许多问题... 详细信息

飞机与发动机维护课程是培养航空维修应用性技术人才的主要课程之一,其教学改革对培养我国航空维修人才具有重要意义。从现阶段来看,行动导向法教学是飞机与发动机维护课程教学改革的重要途径,由于该改革尚处于初期阶段,故还有许多问题有待解决。故本文就行动导向的飞机与发动机维护课程教学改革进行进一步探索。

关键词：行动导向飞机与发动机维护课程教学改革