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后掠唇口对二元高超声速进气道起动特性的影响研究

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推进技术 2017年第2期38卷 241-248页

作者：华正旭袁化成王金刚陈文芳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 沈阳飞机设计研究所辽宁沈阳110035

为深入探究唇罩侧板后掠对二元高超声速进气道起动性能的影响规律,采用风洞试验与三维数值模拟分析相结合的方法,对比分析了侧板不同后掠状态下的不起动流场特征,细致地研究了后掠角度影响进气道起动的流动机理。研究结果表明:唇罩后掠... 详细信息

为深入探究唇罩侧板后掠对二元高超声速进气道起动性能的影响规律,采用风洞试验与三维数值模拟分析相结合的方法,对比分析了侧板不同后掠状态下的不起动流场特征,细致地研究了后掠角度影响进气道起动的流动机理。研究结果表明:唇罩后掠能够提高进气道的起动能力,来流Ma=5.0和Ma=4.0时,进气道的最小起动后掠角分别为75°和82.5°。Ma=5.0来流条件下,不起动的分离包前缘形态在一定范围内基本不受后掠角影响。唇罩后掠角度增大时主要通过侧板的展向溢流,改变分离包的位置及形态,进而通过降低分离包内的逆压梯度来影响进气道的起动性能。

关键词：高超声速进气道后掠角不起动溢流分离包

亚微米级颗粒物在气体动压轴承内运动与沉积分析

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中国惯性技术学报 2019年第2期27卷 227-234,240页

作者：冯明侯冲忽敏学刘志宏北京科技大学机械工程学院北京100083 天津航海仪器研究所天津300131

气体轴承中的多余颗粒物是导致陀螺电机不起动的主要原因。研究颗粒物的吸入、运动沉降以及排出规律,对解决陀螺电机不启动问题具有重要意义。以螺旋槽气体动压止推轴承为研究对象,将气体流场作为连续相,颗粒物作为离散相,通过联立求解... 详细信息

气体轴承中的多余颗粒物是导致陀螺电机不起动的主要原因。研究颗粒物的吸入、运动沉降以及排出规律,对解决陀螺电机不启动问题具有重要意义。以螺旋槽气体动压止推轴承为研究对象,将气体流场作为连续相,颗粒物作为离散相,通过联立求解气体N-S方程和颗粒物力平衡方程,得到了亚微米级颗粒物在轴承中的运动与沉积规律。分析发现气膜中速度场分布与颗粒物沉积之间的相关性,且与实验结果有较好的一致性;同时,发现槽数为12或13、螺旋角为α=20°左右时颗粒物最容易从轴承中排除,增加槽深和较小槽长也有相同效果。为在生产实践中优化陀螺电机轴承结构参数,降低不启动率提供了理论依据。

关键词：气体动压轴承陀螺电机多余物不起动气固两相流

一种定几何混压式二元进气道的再起动特性研究

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航空动力学报 2008年第2期23卷 389-395页

作者：谢旅荣郭荣伟南京航空航天大学能源与动力学院南京210016

针对一种设计飞行马赫数范围为2．25～4．0的定几何混压式二元超声速进气道由于反压引起的不起动开展了再起动特性风洞实验研究．根据实验结果和二维非定常数值仿真结果分析表明：在Ma=2．51和3．01下进气道性能在进锥／退锥实验中规律... 详细信息

针对一种设计飞行马赫数范围为2．25～4．0的定几何混压式二元超声速进气道由于反压引起的不起动开展了再起动特性风洞实验研究．根据实验结果和二维非定常数值仿真结果分析表明：在Ma=2．51和3．01下进气道性能在进锥／退锥实验中规律一致；按照Ma=2．25的起动面积收缩比确定的喉道面积，使进气道在来流Ma≥2．51时具有自起动能力；而在稳定亚临界状态下具有高的总压恢复系数及形成类似于外压式的气动通道是进气道无回路迟滞现象的主要原因．

关键词：航空、航天推进系统混压式进气道定几何二元进气道风洞实验研究不起动再起动

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侧压式进气道动态攻角特性的风洞实验

航空动力学报 2011年第8期26卷 1794-1800页

作者：刘凯礼张堃元郭斌南京航空航天大学能源与动力学院南京210016 中国航天科技集团公司中国航天空气动力技术研究院北京100074

为了研究攻角导致的来流条件非定常变化对高超声速进气道性能的影响，以一个设计马赫数为6的侧压式进气道为研究对象，结合数值模拟的方法，在马赫数为3．85条件下进行了攻角动态变化的风洞实验，攻角变化范围为0°～8．2°，最大频率达... 详细信息

为了研究攻角导致的来流条件非定常变化对高超声速进气道性能的影响，以一个设计马赫数为6的侧压式进气道为研究对象，结合数值模拟的方法，在马赫数为3．85条件下进行了攻角动态变化的风洞实验，攻角变化范围为0°～8．2°，最大频率达到10．4Hz．研究结果表明：工作在大攻角时，侧压式进气道出现不起动现象，流场特征出现很大变化；攻角动态变化时，进气道重复出现起动一不起动再起动现象，由于受到壁面运动的影响，壁面点压力随攻角的变化曲线出现一定的迟滞现象，这在不起动时尤为明显；当进气道攻角动态频率增加时，进气道不起动时的攻角逐渐增加，而再起动时的攻角逐渐减小．

关键词：高超声速进气道不起动风洞实验攻角动态变化非定常流动

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立楔诱导高超声速分离流动的被动控制研究

航空动力学报 2012年第2期27卷 379-386页

作者：吕俊明袁湘江王强中国航天空气动力技术研究院第一研究所北京100074

双模态超燃冲压发动机由于压力扰动可能发生不起动现象,造成推力严重下降,对飞行稳定性与飞行安全具有很强的破坏性.不起动初始阶段主要受到激波与边界层相互作用引起的流动分离影响,希望通过控制分离达到改善流动的目的.采用5阶特征型W... 详细信息

双模态超燃冲压发动机由于压力扰动可能发生不起动现象,造成推力严重下降,对飞行稳定性与飞行安全具有很强的破坏性.不起动初始阶段主要受到激波与边界层相互作用引起的流动分离影响,希望通过控制分离达到改善流动的目的.采用5阶特征型WENO(weighted essentially non-oscillator)格式与3阶TVD(total variation diminishing)型Runge-Kutta(R-K)格式的高精度数值方法,求解三维Navier-Stokes(N-S)方程,研究与分析了凸起物和被动吹吸两种被动控制方法对激波与边界层相互作用导致的高超声速流动分离现象的控制效果.结果表明:凸起物通过诱导流向涡形成,改变空间压力分布,减弱二次分离,影响分离结构;吹吸方式的被动控制技术通过平衡分离区与再附区之间的高低压差,降低逆压梯度,使压力分布与分离区域发生改变.

关键词：超燃冲压发动机不起动波与边界层相互作用涡发生器被动吹吸高精度格式

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咽式进气道/等直隔离段的反压特性

浙江大学学报（工学版） 2016年第7期50卷 1418-1424页

作者：辜天来张帅郑耀浙江大学航空航天学院浙江杭州310027

对带等直隔离段的咽式进气道进行Ma 5飞行条件下流场的数值模拟,对比起动状态反压对内部复杂的流场结构及性能参数的影响,分析高反压引起的进气道不起动现象与机理.研究表明,起动状态下隔离段中激波串主要在俯仰方向上发展且不对称性明... 详细信息

对带等直隔离段的咽式进气道进行Ma 5飞行条件下流场的数值模拟,对比起动状态反压对内部复杂的流场结构及性能参数的影响,分析高反压引起的进气道不起动现象与机理.研究表明,起动状态下隔离段中激波串主要在俯仰方向上发展且不对称性明显,激波串出现初期进气道/隔离段的性能参数变化最快,超声速主流受到附面层挤压偏向隔离段底部和中心轴线的偏航两侧.高反压引起咽式进气道不起动后,分离结构被限制在俯仰压缩段,流量损失主要发生在侧向唇口,偏航压缩段内均为亚声速、高温高压气流.由于高内收缩比和几何构型影响,仅采用降低反压的方式难以实现再起动.

关键词：高超声速咽式进气道等直隔离段反压激波串不起动

迎角动态变化对二元高超声速进气道气动特性的影响

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航空学报 2010年第4期31卷 709-714页

作者：刘凯礼张堃元南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016

针对高超声速飞行器受到扰动后迎角可能会发生瞬时大幅度改变或振荡的问题,对来流马赫数为4.03、迎角动态变化的二元高超声速进气道流场进行了非定常数值模拟,分别在进气道等速上仰和按正弦波振荡条件下研究了迎角动态变化对进气道气动... 详细信息

针对高超声速飞行器受到扰动后迎角可能会发生瞬时大幅度改变或振荡的问题,对来流马赫数为4.03、迎角动态变化的二元高超声速进气道流场进行了非定常数值模拟,分别在进气道等速上仰和按正弦波振荡条件下研究了迎角动态变化对进气道气动特性的影响。计算结果表明:迎角动态变化时,进气道流场特征和性能参数的变化规律和稳态时情况基本保持一致,但是存在明显的迟滞现象;二元高超声速进气道动态上仰的迎角速率越大,进气道发生不起动时的迎角值越大;在进气道下壁面附近的低速区,非定常效应的影响显著,受进气道固壁面运动的影响,低速区的产生、发展及消失影响进气道气动特性。

关键词：高超声速进气道迎角非定常不起动数值模拟

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动态迎角条件下超声速进气道气动特性研究

气动研究与试验

气动研究与试验 2023年第6期1卷 51-61页

作者：黄文彬李楠西北工业大学航空学院陕西西安710072

高超声速飞行器迎角振荡与燃烧引起的反压振荡共同作用会对高超声速进气道的工作状况产生重要影响,本文通过壁面测压、高速纹影等方法,开展了稳态迎角与动态反压、动态迎角与稳态反压、动态迎角与动态反压三种条件下超声速进气道气动特... 详细信息

高超声速飞行器迎角振荡与燃烧引起的反压振荡共同作用会对高超声速进气道的工作状况产生重要影响,本文通过壁面测压、高速纹影等方法,开展了稳态迎角与动态反压、动态迎角与稳态反压、动态迎角与动态反压三种条件下超声速进气道气动特性的试验研究。研究结果表明,进气道迎角变大时,气流偏转角变大,前体压缩波系增强,进口马赫数降低,下游反压增大,会使进气道更容易进入不起动状态;进气道在迎角和反压同时发生动态变化的条件下,比单一变化时更容易不起动;在进气道出现激波串之前,截流面积比增加并不会造成反压增大;截流面积增大的速率越高,进气道不起动时的截流面积比越大;进气道的喘振频率与迎角大小有关,当截流面积比相同时,进气道在大迎角时喘振频率更高;当动态迎角滞后于动态反压较大相位差时,进气道在更大的迎角下才发生不起动,表明进气道能在更大的迎角下正常工作;但当进气道不起动后,进气道需要在达到更小的迎角时才能实现再起动。

关键词：超声速进气道起动不起动动态迎角动态反压

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一种可调进气道气动特性评估及改进设计

一种可调进气道气动特性评估及改进设计

作者：尹涛南京航空航天大学

学位级别：硕士

本文采用数值模拟方法对原可调进气道的气动特性进行了评估,得到了该进气道在设计点和非设计点的气动特性,在此基础上对该进气道进行了改进设计,并对改进后的进气道进行了数值模拟研究,获得了其气动特性。首先,根据不同飞行马赫数下喉... 详细信息

本文采用数值模拟方法对原可调进气道的气动特性进行了评估,得到了该进气道在设计点和非设计点的气动特性,在此基础上对该进气道进行了改进设计,并对改进后的进气道进行了数值模拟研究,获得了其气动特性。首先,根据不同飞行马赫数下喉道调节规律对原进气道喉道高度作出相应调节,得到不同进气道模型并分别进行三维网格划分以及数值模拟计算。结果表明:设计状态下,进气道满足外压斜激波封口要求,唇罩反射激波打在泄流槽入口实现了消波,但扩张段面积变化规律存在先增大后减小的问题;非设计飞行马赫数下,进气道在低马赫数和大飞行攻角下起动性能较差,飞行马赫数2.5时在飞行攻角-2°到8°范围内均不能起动;通过适当放大喉道或采取抽吸措施能使进气道起动性能得到一定的改善。其次,在原进气道基本尺寸和性能要求的约束下对进气道外压缩段和内收缩段进行了二维气动设计,并对设计结果进行了数值模拟计算。外压段仍采用二斜+一正的三波系结构,当飞行马赫数减小到2.5以下时,转动第二级外压缩面使进气道由混压式变为外压式,在此过程中气流总转折角减小了6.2°。数值模拟结果表明:进气道在设计点实现了外压斜激波封口且在非设计马赫数下均能够起动。再次,在二维气动设计结果上进行了进气道三维气动设计。三维模型与二维模型的数值计算结果存在着较大的差异,这主要是因为相比于二维计算,三维计算时进气道外压段存在横向溢流。在此基础上对进气道的外压缩面、唇罩位置、喉道泄流槽的位置及开口大小等均进行了相应的调整,最终得到了气动性能和起动性能均能满足要求的进气道方案。最后,对所设计的进气道开展了数值模拟研究。结果表明:进气道在设计点表现良好,捕获流量满足设计要求;设计马赫数下进气道抗反压能力相比于原进气道从60倍提高到64倍;相比原进气道,改进后进气道的起动性能得到了明显改善,在不加抽吸的条件下,进气道在飞行马赫数小于2.5时能够起动,且飞行攻角范围有所扩大;在典型非设计马赫数下,进气道抗反压能力有所提升。

关键词：可调进气道气动特性喉道可调不起动数值模拟内收缩比