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bump进气道中鼓包诱导的激波/边界层干扰特性

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航空动力学报 2018年第1期33卷 97-107页

作者：王娇谭慧俊黄河峡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南京210016

为了探索bump进气道中鼓包诱导的锥形激波和机身发展而来的湍流边界层干扰问题,分析其气动优势,首先选取了半锥和半棱锥这两种与鼓包的流场结构具有一定相似性的构型作为参照,采用数值仿真方法,分别对这三类典型的三维激波/湍流边界层... 详细信息

为了探索bump进气道中鼓包诱导的锥形激波和机身发展而来的湍流边界层干扰问题,分析其气动优势,首先选取了半锥和半棱锥这两种与鼓包的流场结构具有一定相似性的构型作为参照,采用数值仿真方法,分别对这三类典型的三维激波/湍流边界层干扰问题进行了流场分析。在此基础之上,设计了三个不同马赫数的鼓包,并研究了设计马赫数对鼓包流场特性的影响。结果表明:当三类构型的无黏激波强度相等时,半锥诱导产生的旋涡强度最强,鼓包次之,半棱锥最弱。尽管鼓包诱导的流场非常复杂,其干扰流场却呈现出准锥形相似的特性。虽然半锥对边界层的排移能力最强,但是综合考虑边界层排移能力及进气道出口流场畸变下,鼓包最具优势,这也是其被选为超声速进气道前缘压缩面的重要原因之一。此外,在设计状态下,适当增加设计马赫数能改善鼓包排移边界层的能力,但设计马赫数太高,边界层排移能力基本不变,反而使得进气道总压损失急剧增加。

关键词： bump进气道激波/边界层干扰旋涡结构准锥形准则边界层排移能力

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bump进气道设计与试验研究

空气动力学学报 2007年第3期25卷 336-338,350页

作者：杨应凯南京航空航天大学

对一种先进的无隔道超音速进气道(bump或者DSI)进行了设计方法和风洞试验研究。研究表明:bump进气道性能优异,并且取消了传统的超音速战斗机进气道设计中的附面层隔道、泄放系统和旁路系统,使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高。bump进气... 详细信息

对一种先进的无隔道超音速进气道(bump或者DSI)进行了设计方法和风洞试验研究。研究表明:bump进气道性能优异,并且取消了传统的超音速战斗机进气道设计中的附面层隔道、泄放系统和旁路系统,使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高。bump进气道是根据锥型流理论,采用乘波原理设计的。即用机身形面去截取锥形流场,在此范围内进行压缩面的设计,由于锥型波波后产生等熵压缩,在压缩面展向形成一定的压力梯度,将附面层排出进气道口外。

关键词： bump进气道 DSI技术进/发匹配综合畸变指数

涡流发生器对bump进气道性能影响数值研究

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航空动力学报 2018年第10期33卷 2476-2482页

作者：何天喜王强北京航空航天大学能源与动力工程学院北京100191 先进航空发动机协同创新中心北京100191

以一种bump进气道为研究对象,通过在S弯扩压段入口处布置涡流发生器来控制流动分离,减小出口总压畸变。采用CFD数值计算软件对bump进气道在设计点(Ma=2.0)与非设计点(Ma=1.8,0.8)工况下内、外流场进行计算,分析不同涡流发生器方案的效... 详细信息

以一种bump进气道为研究对象,通过在S弯扩压段入口处布置涡流发生器来控制流动分离,减小出口总压畸变。采用CFD数值计算软件对bump进气道在设计点(Ma=2.0)与非设计点(Ma=1.8,0.8)工况下内、外流场进行计算,分析不同涡流发生器方案的效果。计算结果表明:在设计点工况下,安装涡流发生器能够抑制流动分离,改善进气道流场品质,减小出口总压畸变;在一些非设计点工况下会增大bump进气道出口总压畸变;bump进气道总压损失有所增大,不同叶片间距的涡流发生器对总压损失的影响相当。

关键词： bump进气道涡流发生器流动控制总压恢复系数总压畸变

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枭龙飞机bump进气道设计

南京航空航天大学学报 2007年第4期39卷 449-452页

作者：杨应凯南京航空航天大学能源与动力学院

对枭龙飞机先进的无隔道超声速进气道（bump）的设计和风洞试验进行了分析。结果表明：枭龙飞机bump进气道性能优异,总压恢复系数高,与斜板进气道比,σ提高0.02-0.04;综合畸变指数低,满足进/发匹配要求;并且取消了附面层隔道和放气门系... 详细信息

对枭龙飞机先进的无隔道超声速进气道（bump）的设计和风洞试验进行了分析。结果表明：枭龙飞机bump进气道性能优异,总压恢复系数高,与斜板进气道比,σ提高0.02-0.04;综合畸变指数低,满足进/发匹配要求;并且取消了附面层隔道和放气门系统,使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高。

关键词： bump进气道总压恢复系数综合畸变指数进/发匹配

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bump进气道内激波/边界层干扰特性研究

Bump进气道内激波/边界层干扰特性研究

作者：王娇南京航空航天大学

学位级别：硕士

bump进气道内存在复杂的三维激波/边界层干扰现象,其特性有别于经典的激波/边界层干扰现象,并且会在很大程度上影响进入进气道的气流品质,进而影响进气道的整体气动性能。鉴于此,本文结合数值仿真和风洞试验的手段,对鼓包诱导的锥形激波... 详细信息

bump进气道内存在复杂的三维激波/边界层干扰现象,其特性有别于经典的激波/边界层干扰现象,并且会在很大程度上影响进入进气道的气流品质,进而影响进气道的整体气动性能。鉴于此,本文结合数值仿真和风洞试验的手段,对鼓包诱导的锥形激波/边界层干扰特性开展了研究工作,并通过仿真方法分析了结尾正激波/边界层干扰特性。首先针对单锥鼓包诱导的激波/边界层干扰特性的研究发现,由流线追踪设计的单锥鼓包流场呈现出锥形相似的特点。相比于半锥和半棱锥,鼓包兼具较优的边界层排移能力以及较低的进气道出口流场畸变,这也是其被选作bump进气道前体压缩面的重要原因之一。此外,在设计状态下,适当增大设计马赫数能提高鼓包排移边界层的能力,但设计马赫数太高,边界层排移能力基本不变,反而使得进气道总压损失急剧增加。对不同波系配置鼓包的流场结构分析发现,增加波系数目可在保证较高边界层排移能力的前提下削弱锥形激波的强度,使得主流区和分离区内的总压损失减小、进气道出口流场畸变降低。并且,波系数目越多,总压恢复系数的增加量也越大,这一优势在高马赫数下更加明显。与此同时,还通过风洞试验验证了仿真方法和上述结论的正确性。对bump进气道内结尾正激波/边界层干扰特性的仿真发现:在超临界状态下,由于受到侧壁扫掠激波的干扰,进气道的结尾正激波呈现出明显的三维特性;在亚临界状态下,随着正激波位置的不断前移,其排移边界层的能力不断增强,故使得进气道在保证稳定工作的同时,其总压恢复仍维持在一个较高的水平。

关键词： bump进气道锥形激波/边界层干扰结尾正激波/边界层干扰边界层排移能力风洞试验

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bump进气道的机理与设计规律研究

Bump进气道的机理与设计规律研究

作者：蔡乐哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

本文首先介绍了国内外超然冲压发动机和高超声速进气道的研究概况,并对bump进气道做了简单介绍。由于bump进气道是采用乘波原理设计出来的,所以本文对乘波体的基本概念和设计方法进行也进行了介绍。然后本文研究了理想气体超音速零攻角... 详细信息

本文首先介绍了国内外超然冲压发动机和高超声速进气道的研究概况,并对bump进气道做了简单介绍。由于bump进气道是采用乘波原理设计出来的,所以本文对乘波体的基本概念和设计方法进行也进行了介绍。然后本文研究了理想气体超音速零攻角圆锥绕流的流场,详细推导了Taylor-Maccoll方程,并采用四阶Runge-Kutta法进行数值求解,用C语言编写了计算程序。接着对以平面和锥面激波的交线为前缘曲线的乘波构型建立了一套完整的设计方法,并编写了设计程序。应用此程序,设计了一系列的凸包构型。通过和二维平板的比较,证明了所设计的凸包构型对前端边界层存在着较强的吹出作用,并且沿着前缘线向两侧发展,吹出作用不断增强。在此基础上,对由不同的参数设计而得的凸包构型进行了数值模拟,分析了各设计参数对凸包表面逆压梯度的影响规律。研究表明,当设计马赫数和激波角选定以后,随着展向角的增加,逆压梯度呈现出先减小再增大的变化规律,并在55附近达到最低点。马赫数和激波角的增加均会带来逆压梯度的升高,并且马赫数的影响要强于激波角。最后,本文对bump进气道的结构进行简化,选取不同的凸包设计了与之对应的bump进气道几何模型。通过数值计算,分析了凸包的设计参数对bump进气道气动性能的影响规律。研究发现,激波角的增加会导致总压恢复系数下降,但增压比却随之提高。对于设计马赫数的展向角的影响,本文通过对计算结果的分析,提出了最佳设计马赫数和最差展向角的概念。

关键词： bump进气道乘波体边界层锥型流

飞机快速俯仰机动下bump进气道的动态特性研究

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实验流体力学 2013年第6期27卷 39-42页

作者：杨应凯成都飞机设计研究所成都610091

对两侧bump进气道进行了动态特性风洞试验研究。研究表明:飞机做俯仰机动时,进气道相关性能参数随着时间作周期性变化;迎角α>10°时,上仰过程中,进道总压恢复系数σ、出口总压综合畸变W、出口总压周向畸变Δσ0降低,下俯过程中则升高,... 详细信息

对两侧bump进气道进行了动态特性风洞试验研究。研究表明:飞机做俯仰机动时,进气道相关性能参数随着时间作周期性变化;迎角α>10°时,上仰过程中,进道总压恢复系数σ、出口总压综合畸变W、出口总压周向畸变Δσ0降低,下俯过程中则升高,且上仰过程中上述参数值明显小于下俯过程,一个俯仰周期形成一个闭合环路;进气道出口总压脉动平均紊流度Tu在整个过程中变化不大。

关键词：进气道动态特性 bump进气道进发匹配流场畸变

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bump进气道设计研究

Bump进气道设计研究

超声速bump进气道结尾激波/边界层干扰特性研究

首届全国航空航天领域中的力学问题学术研讨会

作者：朱宇李天沈阳飞机设计研究所一部

对发动机进气系统bump进气道进行了设计、CFD计算及风洞试验研究。设计了三种进气道进口鼓包方案,对三种方案在Ma=1.5、1.8、2.0的状态进行了对比试验,选出一种方案进行了亚音速及大攻角试验。试验结果表明,在超音速高马赫数状态,该Bum... 详细信息

对发动机进气系统bump进气道进行了设计、CFD计算及风洞试验研究。设计了三种进气道进口鼓包方案,对三种方案在Ma=1.5、1.8、2.0的状态进行了对比试验,选出一种方案进行了亚音速及大攻角试验。试验结果表明,在超音速高马赫数状态,该bump进气道具有喘振裕量大、不需要附面层抽吸的优点,但四唇缘bump进气道对攻角相对比较敏感。

关键词：进气道设计试验激波 bump进气道

来源： cnki会议评论

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超声速Bump进气道结尾激波/边界层干扰特性研究

作者：刘亚洲南京航空航天大学

学位级别：硕士

bump进气道作为先进超声速战机常用的一种进气形式,当其运行时,结尾激波不可避免会和鼓包面上的边界层相互干扰,形成复杂的三维激波/曲面边界层干扰流动。本文通过仿真和实验并举的方法,重点针对bump进气道内的结尾激波/边界层干扰现象... 详细信息

bump进气道作为先进超声速战机常用的一种进气形式,当其运行时,结尾激波不可避免会和鼓包面上的边界层相互干扰,形成复杂的三维激波/曲面边界层干扰流动。本文通过仿真和实验并举的方法,重点针对bump进气道内的结尾激波/边界层干扰现象开展研究,并探索了唇罩几何构型对该类流动的影响。首先,针对典型bump进气道在设计和非设计状态下的结尾激波/边界层干扰问题开展了研究。发现在设计马赫数的临界和超临界状态下,结尾激波/边界层干扰流动在对称面附近表现为准二维干扰,同时在侧壁附近形成回流区结构;在低马赫数的临界状态下,侧壁附近的回流区仍然存在,但对称面附近的低能流排移效应有所增强;在设计马赫数的亚临界和高马赫数的临界状态下,干扰流动则完全是由侧壁回流区所主导。其次,研究了入口宽高比对bump进气道结尾激波/边界层干扰流动的影响。研究表明,随着入口宽高比由1增加至3,侧壁回流区对口部分离结构的相对影响减弱,入口分离区有所减小,对称面上的分离模式从强三维分离变为准二维分离后又演变为三维分离。与此同时,进气道出口畸变增加,临界总压恢复系数从0.8986降低到0.8658。因此,宽高比的增加将使得进气道总体气动性能恶化。随后,重点研究了唇罩顶板和侧板构型对结尾激波/边界层干扰流动的影响。结果表明,随着唇罩顶板前掠角从-12.4°增加至+12.4°,侧壁回流区占据的范围越来越大,当前掠角增加至6°时,流动完全由侧壁附近的回流区所主导。相应地,随着唇罩顶板前掠角的增加,出口流场畸变增加,总压恢复系数从0.8920增加至0.9121。对于不同唇罩侧板后掠角的bump进气道,一旦后掠角偏离基准模型(后掠角=45°),结尾激波/边界层干扰流动均由侧壁附近的回流区所主导。随着唇罩侧板后掠角的增加,进气道出口流场畸变先减小后增加,总压恢复系数从0.8909增加至0.9009。最后,设计了3个不同唇罩顶板前掠角的bump进气道模型,并开展了自由射流风洞实验。结果显示,发现随着唇罩顶板前掠角的增加,侧壁回流区的影响范围增加,“λ”波三叉点不断远离壁面,入口边界层排移效应也逐渐增强。

关键词： bump进气道激波/边界层干扰唇罩结构正激波风洞试验