检索结果-南通市图书馆

推进技术 2012年第5期33卷 683-688页

作者：石磊何国强秦飞刘佩进西北工业大学燃烧热结构与内流场重点实验室陕西西安710072

为了研究唇口形状对二元混压式进气道的性能影响,采用Fluent进行了数值模拟。研究发现,唇口面积的减小会带来一定的流量损失,但可以有效地降低起动马赫数,提高总压恢复系数。同时,据此提出了二元进气道的一种优化设计方法。

关键词：唇口形状二元进气道影响数值模拟

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带抽吸二元进气道/隔离段激波串振荡特性

推进技术 2020年第4期41卷 767-777页

作者：黄蓉李祝飞聂宝平洪雨婷杨基明吴颖川中国科学技术大学工程科学学院安徽合肥230027 中国空气动力研究与发展中心吸气式高超声速技术研究中心四川绵阳621000

针对抽吸缝作用下激波串非定常振荡的复杂流动问题,采用高速纹影结合壁面动态压力测量的方法,在马赫数6的激波风洞中研究了高马赫数二元进气道/隔离段中激波串的自激振荡特性。隔离段出口不同堵塞度的实验结果表明:在低堵塞度下,隔离段... 详细信息

针对抽吸缝作用下激波串非定常振荡的复杂流动问题,采用高速纹影结合壁面动态压力测量的方法,在马赫数6的激波风洞中研究了高马赫数二元进气道/隔离段中激波串的自激振荡特性。隔离段出口不同堵塞度的实验结果表明:在低堵塞度下,隔离段内的分离激波无明显振荡;在中等堵塞度25.3%~32.3%和高堵塞度35.3%~38.2%工况下,隔离段内产生非定常激波串,受到隔离段内预先存在的背景波系以及抽吸缝泄流作用的影响,分别出现大幅度低频振荡和小幅度高频振荡;而当堵塞度超过临界值后,激波串被推出进气道,出现不起动。在大幅度振荡模式中,上壁面大分离区周期性地形成和消失,下壁面的激波串前沿分离激波在抽吸缝后缘到隔离段出口之间大幅度振荡,其振荡主频约为280Hz^480Hz,并且随着堵塞度升高而降低;在小幅度振荡模式中,上壁面始终存在大分离区,下壁面的激波串前沿分离激波在抽吸缝附近小幅振荡,其振荡主频约为900Hz^1800Hz。两种振荡模式均给隔离段壁面带来严酷的脉动压力载荷。

关键词：二元进气道隔离段抽吸缝激波串振荡特性

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一种RBCC二元进气道变几何方案研究

固体火箭技术 2010年第4期33卷 409-413,418页

作者：刘晓伟何国强刘佩进西北工业大学燃烧流动和热结构国家级重点实验室西安710072

对工作于引射和亚燃模态的RBCC发动机进气道来说,宽马赫数工作的要求显得尤为突出,使得二元进气道应采用变几何结构。针对内压段收缩比对二元混压式进气道性能的影响,文中开展了理论分析和数值模拟研究,并由此提出了一种将内收缩比调节... 详细信息

对工作于引射和亚燃模态的RBCC发动机进气道来说,宽马赫数工作的要求显得尤为突出,使得二元进气道应采用变几何结构。针对内压段收缩比对二元混压式进气道性能的影响,文中开展了理论分析和数值模拟研究,并由此提出了一种将内收缩比调节和边界层流动控制相结合的变几何二元进气道方案。研究发现,该方案以低马赫数小范围内较少的流量损失为代价,实现了进气道起动马赫数、阻力的降低和出口总压的增加,改善了进气道的综合性能。

关键词： RBCC发动机二元进气道变几何进气道边界层流动控制数值模拟

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宽马赫数固冲二元进气道设计与研究

宇航学报 2008年第5期29卷 1577-1582页

作者：刘晓伟何国强秦飞西北工业大学燃烧流动和热结构国家级重点实验室西安710072

针对宽马赫数固体火箭冲压发动机用二元进气道设计开展研究,提出了一种从低维到高维的逐步优化设计方法,即首先经过若干合理假设建立一维计算模型,利用遗传算法得到一个以总压恢复系数最大为目标的一维优化结果;在二维和三维设计中,选... 详细信息

针对宽马赫数固体火箭冲压发动机用二元进气道设计开展研究,提出了一种从低维到高维的逐步优化设计方法,即首先经过若干合理假设建立一维计算模型,利用遗传算法得到一个以总压恢复系数最大为目标的一维优化结果;在二维和三维设计中,选取关键影响因素进行详细分析以不断改善一维优化结果。最终给出一套完整、高效的亚燃冲压二元进气道设计方法。设计过程验证了一维计算模型和关键影响因素选取的合理性,给出了进气道性能随这些关键影响因素的变化规律。

关键词：冲压发动机二元进气道优化设计遗传算法数值模拟

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高超声速飞行器二元进气道试验和计算

固体火箭技术 2016年第4期39卷 470-475,487页

作者：焦子涵邓帆袁武王雪英陈林董昊中国运载火箭技术研究院空间物理重点实验室北京100076 谢菲尔德大学机械工程学院中国科学院计算机网络信息中心超级计算中心北京100190 北京临近空间飞行器系统工程研究所北京100076 南京航空航天大学航空宇航学院南京210016

设计了一种吸气式面对称高超声速飞行器,针对进气道性能,分别在两座风洞开展通流试验研究。针对第1次风洞试验大攻角状态（α=8°）测量值偏离线性的问题,辅助采用数值模拟手段分析原因,并对试验方案进行改进设计,解决了首次试验出现的... 详细信息

设计了一种吸气式面对称高超声速飞行器,针对进气道性能,分别在两座风洞开展通流试验研究。针对第1次风洞试验大攻角状态（α=8°）测量值偏离线性的问题,辅助采用数值模拟手段分析原因,并对试验方案进行改进设计,解决了首次试验出现的问题。结果显示,在典型状态（Ma=5～6）下,进气道起动正常,性能良好,具有一定的抗侧滑能力;随来流马赫数增加,进气道流量系数增大,总压恢复系数减小,计算结果和试验结果一致;试验结果和数值计算的差异主要表现为基本测压方案α〉4°后,流量系数和总压恢复系数出现严重的非线性。数值模拟结果表明,主要原因为模型支撑方式及测压方式所引起的偏差,通过改进试验方案,解决了大攻角状态下测量值偏离正常趋势的问题。

关键词：二元进气道巡航飞行器通流试验超燃冲压发动机

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超声速几何可调二元进气道设计优化算法研究

科学技术与工程 2014年第19期22卷 135-141页

作者：徐雪平王爱峰中航发动机有限责任公司中航空天发动机研究院有限公司北京100028

为满足超声速二元进气道的气动性能和宽马赫数工作的要求,探索了一种气流角可调式进气道的方案,采用区间搜索优化算法,完成了设计马赫数3.5,起动马赫数2.0的几何可调进气道的最优设计。通过CFD数值结果验证了准确性。结果表明:1与设计... 详细信息

为满足超声速二元进气道的气动性能和宽马赫数工作的要求,探索了一种气流角可调式进气道的方案,采用区间搜索优化算法,完成了设计马赫数3.5,起动马赫数2.0的几何可调进气道的最优设计。通过CFD数值结果验证了准确性。结果表明:1与设计值相比,最优设计的几何可调进气道在所有工作马赫数条件下的总体性能均得到较大提升;2通过优化算法估算得到的进气道的性能参数与CFD数值结果相差不大。

关键词：超声速几何可调二元进气道优化算法起动

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固体火箭冲压发动机二元进气道流量控制研究

固体火箭冲压发动机二元进气道流量控制研究

作者：许松浩南京理工大学

学位级别：硕士

固体火箭冲压发动机具有比冲较高、结构简单、性能可靠等优点,成为各国的研究热点。为使固体火箭冲压发动机在宽马赫数范围高效航行,需要对进气道的流量进行调节,以优化固冲发动机的综合工作性能。其中进气道流量调节主要采用变几何的... 详细信息

固体火箭冲压发动机具有比冲较高、结构简单、性能可靠等优点,成为各国的研究热点。为使固体火箭冲压发动机在宽马赫数范围高效航行,需要对进气道的流量进行调节,以优化固冲发动机的综合工作性能。其中进气道流量调节主要采用变几何的方式进行。本文围绕固冲发动机二元进气道流量调节技术开展了深入研究,在完成了变几何进气道方案设计的基础上,开展了气动特性分析,研究了变几何进气道流量调节系统建模、电机控制算法研究。主要研究内容及所取得的成果为:（1）变几何进气道结构设计和工作特性分析。以某基准进气道为研究对象,进行了不同来流工况下的数值仿真研究;在此基础上设计了带泄流腔的定几何进气道,提高了进气道的综合性能。为了使带泄流腔进气道在来流马赫数为2.6～3.6范围内均处在最佳工作状态,通过调节进气道收缩段和扩张段楔板产生封口激波的方式达到进气道流量调节的目的。研究结果表明,变几何进气道低于设计马赫数时,进气道出口流量相对定几何进气道有10%左右的提高,有利于扩大进气道工作范围和优化进气道气动特性。（2）变几何进气道流量控制系统设计。根据数值仿真得到的进气道流量调节规律,得到来流马赫数与进气道出口流量的关系及来流马赫数与楔板角度的关系。结合进气道流量的调节规律,对进气道流量调节过程进行分析,分别从机械执行机构和无刷直流电机控制系统展开研究,构建了进气道流量调节系统控制模型。（3）以进气道流量调节采用的无刷直流电机数学模型为研究对象,设计了不同的无刷直流电机控制算法。介绍了PID控制器以及滑模控制器。对流量控制系统的电机电流环、速度环设计PI控制器。设计了PID控制器、基于扩张状态观测器固定增益超螺旋滑模控制器、基于扩张状态观测器自适应变增益超螺旋滑模控制器对电机位置环进行优化控制。通过仿真实验对三种控制器的响应性能和跟踪性能进行分析,结果表明,基于扩张状态观测器的变增益超螺旋滑模控制器可使电机具有更好的工作性能。

关键词： PID控制超螺旋滑模变几何流量调节数值仿真二元进气道

溢流槽进口角对二元进气道性能影响的数值研究

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溢流槽进口角对二元进气道性能影响的数值研究

作者：李国华中国民航大学

学位级别：硕士

冲压发动机作为高超声速飞行器最具吸引力的动力装置,在国内外被作为研究重点和热点。由于冲压发动机能够依靠进气道的特殊结构使得高速来流减速增压,并且产生足够大的压强,而不再需要压气机和涡轮部件,使得发动机的结构更加简单,重量更... 详细信息

冲压发动机作为高超声速飞行器最具吸引力的动力装置,在国内外被作为研究重点和热点。由于冲压发动机能够依靠进气道的特殊结构使得高速来流减速增压,并且产生足够大的压强,而不再需要压气机和涡轮部件,使得发动机的结构更加简单,重量更轻,体积更小等。与其他冲压发动机的进气道相比,二元进气道作为冲压发动机一种结构特殊的进气道,在几何结构和流场结构上都相对简单清楚,有利于进行分析研究,在工程应用上也比较简单且容易掌握。但是,从对二元进气道的研究和应用中发现二元进气道仍存在一些缺点。最主要的两个问题是当进气道在低于设计马赫数飞行时,气动性能比在设计马赫数飞行时相差太多;还有就是在所有条件相同的工作状态下,二元进气道相比其他进气道的总压恢复系数要差。针对这两个主要问题,本文在跟踪国内外高超声速进气道的研究基础之上,采用数值模拟的方法对二元进气道的流场进行了研究。通过算例验证验证了数值模拟方法的有效性,证明本文所采用的数值方法能够有效的描述二元进气道的流场。然后通过数值模拟定量地对比分析了二元进气道在低于设计点马赫数飞行的情况下,带有溢流槽的进气道和不带溢流槽的进气道的气动性能。结果表明,带有溢流槽的进气道比不带溢流槽的进气道在低于设计马赫数时拥有更好的总压恢复系数,但是稍微增大了进气道的阻力系数。本文最后重点对溢流槽的进口角的几何特征着重进行了研究。首先分别研究对溢流槽的进口前角和进口后角进行圆滑处理并保持其他条件不变,研究分析在低于设计马赫数的情况下,对二元进气道气动性能的影响。最后再对进口前角和进口后角同时进行圆滑处理并保持其他条件不变,研究分析在非设计马赫数的情况下,对二元进气道气动性能的影响。结果表明,对溢流槽进口前角适当圆滑处理后能减小二元进气道的阻力系数而改善进气道的气动性能;对溢流槽进口后角圆滑处理后反而增加了进气道的阻力系数,没有改善进气道的性能;对溢流槽进口前角和进口后角同时圆滑处理,对进气道的性能改善作用不大。

关键词：二元进气道溢流槽进口角数值模拟

高超声速二元进气道起动及非设计状态性能估算

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高超声速二元进气道起动及非设计状态性能估算

作者：蔡佳南京航空航天大学

学位级别：硕士

进气道起动问题是高超声速推进系统面临的关键问题之一，直接影响到超燃冲压发动机能否稳定、高效地工作。由于飞行器不可能始终处于设计状态，因此在偏离设计状态下进气道的性能同样十分关键。这些都是当前国内外研究者十分关心的话题... 详细信息

进气道起动问题是高超声速推进系统面临的关键问题之一，直接影响到超燃冲压发动机能否稳定、高效地工作。由于飞行器不可能始终处于设计状态，因此在偏离设计状态下进气道的性能同样十分关键。这些都是当前国内外研究者十分关心的话题，具有重要的理论和工程实际意义。论文首先对二元高超声速进气道在脉冲风洞中超声速流场的建立过程进行了非定常数值模拟，构建了双波结构理论模型，并以几个典型阶段为例研究了流场建立过程中流场结构的变化。结合理论分析发现，初始条件对于双波结构强度有很大影响，进而改变了进气道的脉冲起动特性。而后，利用一维非定常特征线法构建了加速过程理论模型，并对二元进气道的加速起动过程进行了数值模拟。研究了二元进气道在加速过程中流场结构的变化，以及加速度、内收缩比等因素对进气道起动特性的影响，获得不同内收缩比下进气道加速起动马赫数的预测公式。最后，编写了一套二元进气道设计程序，并提出了一种外压缩段粘性修正方法。在有粘情况下，利用该修正方法设计的进气道其流量系数比按照无粘设计高5%左右。采用优化的拉丁方试验设计方法安排计算方案，研究了不同飞行条件和几何设计参数对进气道性能的影响规律。基于理论公式和大量数值模拟分别获得了外压段性能估算程序和整个进气道性能估算公式。通过与CFD结果对比发现，两者的误差分别在±5%和±10%以内，说明该程序和公式对非设计状态性能估算具有一定的可信度。

关键词：高超声速二元进气道脉冲起动加速起动非设计状态性能估算粘性修正

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自由造型的宽速域二元进气道优化设计

火箭推进 2022年第6期48卷 92-100页

作者：王健磊牟桓龚春林西北工业大学航天学院陕西省空天飞行器设计重点实验室陕西西安710072

二元进气道常用于宽速域吸气式飞行器,相比于巡航类的飞行器,宽速域飞行器的飞行速域较大,进气道要兼顾高低速条件下的飞行要求存在一定的困难。提出了一种自由造型的二元进气道设计方法,采用类别形状函数法对二元进气道的压缩面进行参... 详细信息

二元进气道常用于宽速域吸气式飞行器,相比于巡航类的飞行器,宽速域飞行器的飞行速域较大,进气道要兼顾高低速条件下的飞行要求存在一定的困难。提出了一种自由造型的二元进气道设计方法,采用类别形状函数法对二元进气道的压缩面进行参数化建模,将函数的控制参数作为优化变量直接对压缩面进行优化,设计时无须选择设计点。同时,根据进气道吸入流量和发动机需求流量之间的匹配关系,提出了一种适用于宽速域二元进气道优化设计的目标函数。结果表明,优化得到的二元进气道在马赫数2.5到8的范围内总压恢复系数和流量系数均能满足设计要求。

关键词：宽速域飞行器二元进气道自由造型优化设计