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题名类乘波飞行器进气道/隔离段数值仿真研究
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作者
黄伟
王振国
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机构
国防科技大学航天与材料工程学院
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出处
《弹箭与制导学报》
CSCD
北大核心
2009年第3期139-141,148,共4页
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基金
国防科技大学优秀研究生创新基金(B070101)
湖南省研究生创新基金资助
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文摘
采用二维耦合隐式NS方程和标准k-ε湍流模型对超燃冲压发动机进气道/隔离段进行了数值仿真研究,分析了隔离段出口反压、长高比以及进气道入口马赫数对进气道出口性能参数的影响,发现反压对进气道出口参数影响很小;长高比对进气道出口上下壁面处静压影响较大,但对出口处马赫数及静温影响很小;进气道入口马赫数的变化对出口上下壁面处静压影响剧烈,且随着入口马赫数的增加,进气道出口马赫数和静温均增加,入口马赫数越低,进入隔离段内的气流越均匀。
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关键词
进气道/隔离段
超燃冲压发动机
反压
长高比
马赫数
类乘波飞行器
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Keywords
inlet/isolator
scramjet engine
back pressure
length-to-height
mach number
quasi-waverider
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分类号
V231.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名高超声速进气道/隔离段内流特性研究进展
被引量:19
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作者
黄河峡
谭慧俊
庄逸
盛发家
孙姝
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机构
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
南京航空航天大学民航/飞行学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2018年第10期2252-2273,共22页
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基金
国家自然科学基金(11532007
11772156
+3 种基金
11172136)
新世纪优秀人才支持计划(NCET-11-0831)
江苏省高校优势学科建设工程资助项目
江苏省普通高校研究生科研创新计划资助项目(KYLX_0303)
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文摘
作为超燃冲压发动机的增压部件,高超声速进气道/隔离段内部存在一系列的复杂流动现象,本文概述了该领域的相关研究进展。高超声速进气道/隔离段内存在多种激波/边界层干扰现象,并受到膨胀波系等的干扰,使其特性偏离了传统基于简化模型的研究结果,具有显著的三维干扰特征、多波组合干扰特征,并在通道内诱导出了显著的二次流,特别是角区旋涡流动。隔离段内存在复杂的激波和膨胀波结构,这些背景波系在隔离段内不断反射,形成显著的流向和横向参数间断。当出口流道发生几何或热力壅塞时,隔离段内会出现更为复杂的激波串现象。激波串和上游背景波系、角涡相干,呈现出明显的偏向性,并在前移过程中可能会出现两种特殊的动态前移过程。尽管最近对高超声速进气道/隔离段内流特性的认识得到了极大地提高,但仍然有较多的基础问题亟待解决。
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关键词
高超声速进气道/隔离段
激波/边界层干扰
背景波系
角区旋涡
激波串
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Keywords
Hypersonic inlet/isolator
Shock wave/boundary layer interaction
Background waves
Corner vortex
Shock train
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分类号
V211.48
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名实际进口条件下超声速燃烧室全流场研究
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作者
马静
徐惊雷
顾瑞
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2012年第1期58-63,共6页
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基金
国家自然科学基金(50876042)
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文摘
针对自行设计的超燃冲压发动机进气道/隔离段+燃烧室一体化模型,进行了燃烧室实际超声速来流条件下的冷态全流场试验研究与数值模拟,获得了模型在不同来流总压和燃烧室出口反压下的流场结构及沿程静压力分布。试验真实模拟了冷流条件下燃烧室实际的进口环境,结果表明:当燃烧室反压系数较低时,激波串在燃烧室扩张段附近形成;当燃烧室反压系数较高时,激波串在燃烧室进口处形成,并且由于凹槽的影响,激波串向燃烧室上壁面偏斜。
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关键词
超声速燃烧室
进气道/隔离段
冷流
风洞试验
数值模拟
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Keywords
Supersonic combustor
Inlet/isolator
Cold flow
Wind tunnel test
Numerical simulation
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分类号
V231.2
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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