高超声速进气道相关论文
为了探索采用边界层吸除措施在拓展进气道宽域工作能力方面的优缺点,针对二元进气道宽域工作问题,设计出起动马赫数为4.6的宽域定......
固体火箭超燃冲压发动机具有结构简单、经济性高及反应时间短等优点,被广泛应用于高超声速飞行器动力系统设计。进排气系统为超燃......
在高超声速飞行器/发动机一体化背景下,进气道设计实质上是在一系列几何约束和气动性能约束条件下进行的。本文针对这一需求,提出......
为了深入探究二元高超声速进气道在加/减速过程中的流场结构变化以及其迟滞回路现象,本文采用数值仿真方法对两种构型的高超声速进......
高超声速进气道作为超燃冲压发动机的关键部件之一,常会因为燃烧室产生的背压、内部收缩比、马赫数等原因而发生不起动,不起动现象......
凸包在控制边界层发展、降低激波边界层干扰、预防边界层分离上作用明显,是一种有效的、可靠的流动控制手段。目前在超声速战斗机......
本文将超声速Bump的工作原理引入高超声速进气道设计以提高进气道的性能。但是直接将Bump装置加入高超声速进气道会造成严重的流动......
学位
传统的密切轴对称理论被广泛应用于均匀来流下的三维密切曲面激波反设计,为解决非均匀来流条件下的三维曲面激波反问题,提出了一种......
本文采用NAPA软件分别对等迎风面积和等迎风高度条件下,隔离段宽高比ARi为1.0、3.0、6.0和9.0的二元高超声速进气道在设计马赫数M6......
在高超声速飞行时,来流会对飞行器的前缘和进气道的唇缘产生严重的烧蚀,因此在设计中必须对其进行钝化,但是钝化又会降低进气道的......
高超声速进气道是超燃冲压发动机的重要组成部分,其严重的气动热是进气道初步设计中需要攻克的关键技术问题之一。主动式气膜冷却......
高超声速进气道是吸气式高超声速飞行器的关键部件之一，其性能直接影响超燃冲压发动机的推力特性。论文针对宽范围定几何高超声速进......
本文采用数值模拟与风洞试验验证相结合的方法对二元高超声速进气道变几何技术开展了研究，提出了一种兼顾进气道流量捕获与内收缩比......
高超音速飞行器是二十一世纪世界航空航天领域发展的重点，是继隐身技术之后军事领域内最重要的进展。高超声速飞行器的主要部件—高......
高超声速进气道不起动保护控制的主要任务包括两个方面。一个是“不起动预警”,是指进气道正常工作时,通过有效预警方法和手段防止......
高超声速进气道作为吸气式超燃冲压发动机重要的气动部件，其能否正常起动直接影响到发动机能否稳定、高效的工作，国际上进行的多次飞......
针对高超声速进气道的不起动振荡现象,提出了一种基于滑动多缝板的进气道不起动振荡控制概念,并对相关控制方案以及流动机理开展了......
为探索利用射流技术降低进气道起动马赫数的可行性,对二元高超声速进气道二维流场进行了数值模拟,通过对比不同工况的流场结构、流......
对高超声速进气道超速再起动过程进行了细致的数值仿真，给出了进气道超速再起动过程的详细流动变化过程，发现高超声速进气道超速再起......
工作在前体附面层内的高超侧壁压缩进气道,来流的非均匀性应该是进气道设计的一个重要依据.按经典的附面层理论和等溢流角设计准则......
通过理论分析和风洞实验，对工作在前体附面层内的侧压式进气道，研究了等激波压比和等溢流角前提下侧压缩面的设计方法，分析了６种不同的......
主要进行了超燃冲压发动机三面压缩进气道的实验观测。利用来流马赫数4.5的直通式激波风洞,考察了三组具有不同压缩角度的进气道模......
在大规模并行可压缩Navier-Stokes求解器AHL3D框架上,搭建了γ-Reθ转捩模型。在该模型基础上,通过高超声速二维进气道构型算例,加......
文中采用TVD二阶迎风格式,k-ωSST双方程湍流模型,对二元混压式高超声速进气道/隔离段粘性流场进行了数值模拟,并分析了出口反压及......
对不同抽吸开孔率下某典型高超声速进气道进行了二维数值模拟,简要分析了压比变化对隔离段内部流场的影响,在该分析的基础上讨论了......
应用表面油流和压力测量实验技术，辅助计算模拟手段，考察了两种不同形式的中心支板对侧压式进气道流场特性的影响。结果表明：进气道内......
研究了以总压恢复为目标函数的二维高超声速进气道优化设计方法.利用该优化设计方法可以得到在最大总压恢复条件下进入进气道的气......
针对超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道采用斜激波压缩方法设计总压损失较大的问题,采用等熵压缩的方法对进气道下壁进行了流线......
针对高超声速进气道内的复杂流动特性,以某型高超声速进气道为研究对象,利用商业CFD软件对其内外流场进行了二维数值模拟。得到了......
不起动／再起动是高超声速进气道重要的流动现象，其影响进气道的工作范围和再起动能力。针对这一问题，对一系列不同楔面转折角的混压式......
对二维高超声速进气道的优化设计方法进行了研究。采用拟Newton法作为优化方法,结合代数法生成的结构化网格以及流体计算软件Fluen......
对二维高超声速进气道运用基于替代模型的优化策略，采用拉丁超立方试验设计法选择样本点．采用二维粘性CFD方法计算进气道流场来建立......
采用二维数值模拟方法,详细探讨了高超声速飞行条件下唇缘钝化对进气道气动特性的影响,给出了唇缘钝化前后进气道在设计与非设计状......
对适用于轴对称混合模块发动机的亚燃模块进气道（工作马赫数范围3～6）进行了马赫6级高焓风洞试验研究,获得了进气道在不同反压下的性能......
对适用于轴对称双燃烧室冲压发动机的亚燃模块进气道非设计点工作特性进行了风洞实验和数值计算研究，获得了该进气道的非设计点性能......
分析了高超声速进气道不起动／再起动特性，并对不同壁温下的高超声速二元进气道内流场进行了数值模拟，给出了不同壁温下的进气道不起动......
以N-S时均化方程为控制方程,引入变比热容的热完全气体模型,采用k-ωSST湍流模型及自适应网格加密技术,对高超声速进气道再起动过......
以定楔角乘波体设计方法为基础,研究了影响高超/超声速乘波体“乘波”的主要因素,给出了前体前缘实际气流压缩角的确定方法及影响......
在一种双楔顶压、侧板中置的常规后掠侧压式进气道基础上通过减小顶板第二压缩角，引入圆弧压缩面设计了一种具有较高流量系数的进气......
设计了具有人口开启功能的高超声速进气道，并在Ma-6连续式自由射流风涧中进行了启动性能的试验研究。通过对进气道壁面静压变化和捕......
起动/不起动是高超声速进气道的重要流动现象,其影响进气道的工作范围和再起动能力.首先对典型的高超声速进气道二维流场进行了数......
在相同的约束条件下运用高超声速进气道已有的相关设计方法设计了两类典型的二元进气道与侧压式进气道，利用数值模拟手段对两类进气......
针对三维侧压高超声速进气道开展了试验与计算研究。试验在中国航天空气动力技术研究院的高超声速脉冲风洞中进行,在试验中,来流马......
以二维高超声速进气道GK01为计算模型,对进气道进行无粘、粘性以及边界层分离控制方法数值研究。结果发现,利用文中设计的壁面开缝......
为满足定几何高超声速进气道宽马赫数范围工作要求，提出了一种在进气道内压段布置敞开式自适应泄压槽的自适应泄压控制新概念，并利用......
