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类水滴进口高超声速内收缩进气道设计及数值研究

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航空动力学报 2012年第6期27卷 1355-1361页

作者：李永洲张堃元南向军张林南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

采用压升规律可控的轴对称基准流场,结合流线追踪及截面渐变等技术设计了类水滴进口转圆形出口高超内收缩进气道构型,在设计点和接力点进行了数值模拟,并和设计参数相同的矩形转圆形内收缩进气道进行了比较.结果表明:设计点和接力点两... 详细信息

采用压升规律可控的轴对称基准流场,结合流线追踪及截面渐变等技术设计了类水滴进口转圆形出口高超内收缩进气道构型,在设计点和接力点进行了数值模拟,并和设计参数相同的矩形转圆形内收缩进气道进行了比较.结果表明:设计点和接力点两者总体性能相当,类水滴进口进气道出口流场较均匀,并且具有更好的起动性能.此外,类水滴进口的几何非对称性造成了进气道整个流场结构的非对称.

关键词：高超声速进气道内收缩进气道方转圆类水滴进口数值仿真

采用新型基准流场的高超内收缩进气道试验研究

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航空学报 2014年第1期35卷 90-96页

作者：南向军张堃元金志光南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016

由于新型变中心体基准流场具有压缩效率高、反射激波弱的优点,采用该基准流场设计了矩形转圆形内收缩进气道,在设计点马赫数Ma=6.0进行了风洞试验研究。试验中得到了进气道压缩面的沿程压力分布、隔离段出口皮托压分布等参数。通过和数... 详细信息

由于新型变中心体基准流场具有压缩效率高、反射激波弱的优点,采用该基准流场设计了矩形转圆形内收缩进气道,在设计点马赫数Ma=6.0进行了风洞试验研究。试验中得到了进气道压缩面的沿程压力分布、隔离段出口皮托压分布等参数。通过和数值模拟对比分析,结果表明:进气道外压段的压力分布明显具有先增大后减小的特征,内压段的压力分布具有两级爬升的特点,且压升较小,流场结构较好。由于内压段流场激波强度弱,进气道总压恢复系数较高,达0.518,并产生了52倍的增压比,其抗反压能力在144倍以上。试验研究表明,采用新型变中心体基准流场能改善矩形转圆形内收缩进气道的内压段流场及隔离段流场,并能有效提高进气道的总压恢复系数。

关键词：内收缩进气道高超进气道基准流场数值模拟风洞试验

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高超声速内收缩进气道轴对称基准流场改进

航空动力学报 2013年第11期28卷 2543-2552页

作者：李永洲张堃元罗蕾王磊南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

针对轴对称基准流场中前缘曲激波靠近中心体的部分激波强度过大现象，基于马赫数分布可控反设计方法，将这道前缘曲激波分解为一道较弱弯曲激波和部分等熵压缩波，改进的基准流场存在“四波四区”结构且压缩效率明显提高．基于该改进的... 详细信息

针对轴对称基准流场中前缘曲激波靠近中心体的部分激波强度过大现象，基于马赫数分布可控反设计方法，将这道前缘曲激波分解为一道较弱弯曲激波和部分等熵压缩波，改进的基准流场存在“四波四区”结构且压缩效率明显提高．基于该改进的基准流场和常规“两波三区”基准流场分别设计了圆形进口的内收缩进气道并对其流场特点和性能进行数值研究．结果表明：改进的进气道的流场能较好保持基准流场的特点；在来流马赫数为4．O～7．0范围内具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力，设计点的出口压比和总压恢复系数分别为17．56和0．540；改进的进气道采用来流马赫数从高到低前缘弯曲激波和汇集的等熵压缩波依次封口的设计概念，在提高流量捕获能力的同时减小了总压损失，总体性能优于常规进气道，来流马赫数为7．0时总压恢复系数相对提高了23．6％，来流马赫数为4．0时流量系数相对提高了5．7％．

关键词：高超声速内收缩进气道基准流场马赫数分布设计方法数值仿真

乘波前体两侧高超声速内收缩进气道一体化设计

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航空学报 2012年第8期33卷 1417-1426页

作者：南向军张堃元金志光南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016

为了探索两侧进气系统的流场结构及气动性能,采用吻切锥乘波前体、压升规律可控的一种高超声速内收缩进气道设计了两侧进气布局的高超声速飞行器一体化进气系统,并进行了数值模拟,研究了进气系统的流场结构、速度特性、攻角特性以及侧... 详细信息

为了探索两侧进气系统的流场结构及气动性能,采用吻切锥乘波前体、压升规律可控的一种高超声速内收缩进气道设计了两侧进气布局的高超声速飞行器一体化进气系统,并进行了数值模拟,研究了进气系统的流场结构、速度特性、攻角特性以及侧滑角特性等。结果表明,设计点前体外流场和进气道内流场相互独立,接力点前体前缘激波和进气道前缘激波相互耦合。由于未吞入前体附面层,因而进气道内激波附面层相互作用较弱,没有产生分离;随来流马赫数增大,进气道总压恢复系数减小,增压比增大显著,升阻比几乎不变;随攻角增大,流量系数增大明显,总压恢复系数略有减小,增压比增大明显,升阻比逐渐增大;随侧滑角增大,进气道总体性能逐渐减小,迎风侧进气道性能下降较小,背风侧进气道性能下降明显。

关键词：乘波前体内收缩进气道一体化设计流线追踪数值模拟

基于马赫数分布规律可控概念的高超声速内收缩进气道设计

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航空动力学报 2012年第11期27卷 2484-2491页

作者：李永洲张堃元南向军南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

提出了一种高超声速内收缩进气道设计方法.在壁面马赫数分布规律给定的前提下,通过有旋特征线法反设计出轴对称基准流场,采用流线追踪技术来生成进气道的无黏型面并通过黏性修正得到进气道最终构型.对相同约束条件下设计的几种典型马赫... 详细信息

提出了一种高超声速内收缩进气道设计方法.在壁面马赫数分布规律给定的前提下,通过有旋特征线法反设计出轴对称基准流场,采用流线追踪技术来生成进气道的无黏型面并通过黏性修正得到进气道最终构型.对相同约束条件下设计的几种典型马赫数分布规律的基准流场进行对比分析,选取了反正切马赫数分布规律设计基准流场进而生成一种圆形进口的高超内收缩进气道,数值仿真结果显示:这种进气道具有良好的流量捕获特性和较高的压缩效率,表明提出的设计方法可行,拓宽了基准流场的选择范围,值得进一步深入研究.

关键词：高超声速进气道内收缩进气道马赫数分布规律设计方法数值仿真

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抽吸对方转圆内收缩进气道性能的影响

航空学报 2016年第12期37卷 3625-3633页

针对马赫数可控的方转圆内收缩进气道设计了抽吸方案,并通过风洞试验和数值仿真手段研究了其对进气道性能的影响,获得了进气道设计点的工作特性及自起动性能。试验结果验证了抽吸对提升内收缩进气道性能的有效性:在顶板下洗气流集中区... 详细信息

针对马赫数可控的方转圆内收缩进气道设计了抽吸方案,并通过风洞试验和数值仿真手段研究了其对进气道性能的影响,获得了进气道设计点的工作特性及自起动性能。试验结果验证了抽吸对提升内收缩进气道性能的有效性:在顶板下洗气流集中区域开槽减小了出口涡流区以及提高了抗反压能力,相对原型进气道,设计点(Ma=6.0)放气流量为0.99%的实际捕获流量时出口总压恢复系数提高了3.8%,临界反压从135倍来流静压提高到了150倍。此外,在顶板分离区开槽可以提高进气道的自起动能力,Ma=5.0,攻角AOA=4°时实现了自起动,此时放气流量为0.78%的进口捕获流量,起动后出口增压比和总压恢复系数分别为30.6和0.600。

关键词：内收缩进气道抽吸风洞试验起动性能涡流区

基于反正切曲线压升规律设计高超内收缩进气道

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航空动力学报 2011年第11期26卷 2571-2577页

作者：南向军张堃元金志光南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

采用反正切曲线压升规律设计了轴对称基准流场,该压升规律初始部分压缩较缓,可产生较弱的前缘激波,末尾部分压缩较缓,可产生较小的内收缩比,中间部分压缩量较大,主要对气流压缩.对该压升规律的3个系数进行了参数化研究,得到各系数对流... 详细信息

采用反正切曲线压升规律设计了轴对称基准流场,该压升规律初始部分压缩较缓,可产生较弱的前缘激波,末尾部分压缩较缓,可产生较小的内收缩比,中间部分压缩量较大,主要对气流压缩.对该压升规律的3个系数进行了参数化研究,得到各系数对流场压缩效率,压缩量,以及重要几何参数的影响规律.基于该基准流场设计了圆形进口内收缩进气道,并进行了无黏及黏性数值研究.结果表明:采用该压升规律可以有效减小进气道前缘激波强度,提高压缩效率,同时具有较小的参考内收缩比,进气道在设计点和非设计点均具有良好的流量捕获特性和较高的压缩效率.

关键词：高超进气道内收缩进气道基准流场压升规律数值模拟

马赫数可控的方转圆内收缩进气道非设计点工作特性

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航空学报 2016年第11期37卷 3263-3272页

基于反正切马赫数分布的弥散反射激波中心体轴对称基准流场,设计了方转圆内收缩进气道,并对其进行风洞试验和数值仿真研究,获得该进气道非设计点(Ma=5.0和Ma=7.0)的工作特性和自起动特性。试验结果表明:进气道顶板压力分布具有反正切曲... 详细信息

基于反正切马赫数分布的弥散反射激波中心体轴对称基准流场,设计了方转圆内收缩进气道,并对其进行风洞试验和数值仿真研究,获得该进气道非设计点(Ma=5.0和Ma=7.0)的工作特性和自起动特性。试验结果表明:进气道顶板压力分布具有反正切曲线特征,出口涡流区小且总体性能优良。Ma=5.0和Ma=7.0时出口总压恢复系数分别为0.647和0.443,对应的增压比分别为20.0和32.7。Ma=5.0时,进气道不但可以捕获约90%的自由来流,而且能够自起动(内收缩比高于Kantrowitz限制),下临界反压为64倍来流静压,对应的出口马赫数和总压恢复系数分别为1.32和0.409。上述结果表明,本文设计方法可以获得高性能的矩形转圆内收缩进气道。

关键词：内收缩进气道基准流场马赫数分布规律风洞试验自起动

进口型线水平投影可控的变截面内收缩进气道设计

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航空学报 2017年第5期38卷 115-123页

作者：李永洲孙迪张堃元郭世亮中国航天科技集团公司航天系统发展研究中心北京100094 中国航天科技集团公司西安航天动力技术研究所西安710025 南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

发展了一种进口型线水平投影可控的三维变截面内收缩进气道设计方法。基于反正切马赫数分布基准流场,在指定进口型线水平投影为椭圆和出口为圆的条件下,结合流线追踪和截面渐变技术设计了光滑过渡的内收缩进气道。在设计点(M_(ai)=5.4)... 详细信息

发展了一种进口型线水平投影可控的三维变截面内收缩进气道设计方法。基于反正切马赫数分布基准流场,在指定进口型线水平投影为椭圆和出口为圆的条件下,结合流线追踪和截面渐变技术设计了光滑过渡的内收缩进气道。在设计点(M_(ai)=5.4)和接力点(M_(ai)=4.0)对其进行数值仿真,计算结果表明,设计点时进气道的主要流动特性与基准流场基本一致,无黏时可以捕获98%的自由来流,喉道性能与基准流场基本相等。相对椭圆进口进气道,截面渐变的椭圆转圆进气道流场结构相似且性能下降较小,有黏条件下设计点和接力点时喉道总压恢复系数分别降低了2.9%和1.2%。此外,该进气道表现出良好的总体性能,接力点的流量系数达0.82。

关键词：高超声速内收缩进气道水平投影截面渐变流线追踪