内转式进气道与飞行器前体的一体化设计综述
发布时间：2021-08-14 04:07
飞行器前体/高超声速内转式进气道的一体化设计已经成为吸气式高超声速推进系统研究的一个热点。从气动设计角度分析了高超声速内转式进气道及其与飞行器前体的一体化设计方法。内转式进气道的设计方法主要包括直接流线追踪方法、基于均匀来流的吻切流设计方法和基于前体非均匀来流的内转式进气道设计方法。基于内转式进气道的一体化设计主要包括正对来流的独立进气方式以及利用前体预压缩进气方式两类,结合内转式进气道的设计方法对这两者进行了深入分析。根据分析,基于均匀来流条件的内转式进气道的设计方法得到了深入发展,但还有必要进一步发展非均匀来流条件下的设计方法以提升一体化设计的灵活性;此外,随着内转式进气道设计方法的深入发展,一体化设计也将得到进一步发展。
【文章来源】：实验流体力学. 2019,33(03)北大核心CSCD
【文章页数】：17 页
【图文】：
图１Ｂｕｓｅｍａｎｎ进气道试验模型［２５］Ｆｉｇ．１ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｍｏｄｅｌｏｆＢｕｓｅｍａｎｎｉｎｌｅｔ［２５］
影响进气道的总压恢复系数。图１展示了设计马赫数７．０的Ｂｕｓｅｍａｎｎ进气道风洞试验模型，最终通过放气使进气道在马赫数４．０８的来流条件下实现起动。为克服该流场的不足，学者们应用截短Ｂｕｓｅｍａｎｎ流场设计进气道［２６］。图２为美国和澳大利亚的研究团队应用该流场设计的Ｈｙｃａｕｓｅ进气道［２７］。图１Ｂｕｓｅｍａｎｎ进气道试验模型［２５］Ｆｉｇ．１ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｍｏｄｅｌｏｆＢｕｓｅｍａｎｎｉｎｌｅｔ［２５］图２Ｈｙｃａｕｓｅ进气道［２７］Ｆｉｇ．２Ｈｙｃａｕｓｅｉｎｌｅｔ［２７］南京航空航天大学张堃元和孙波等［２８－２９］对Ｂｕｓｅｍａｎｎ进气道进行了详细研究，并对基于截短Ｂｕｓｅｍａｎｎ流场设计的进气道进行了大量的数值模拟和实验验证，为国内内转式进气道的设计奠定了基４４实验流体力学ｈｔｔｐ：／／ｗｗｗ．ｓｙｌｔｌｘ．ｃｏｍ???????????????????????????????????????????????????
参数并不连续，使基本流场出现了影响压缩效率的“三波五区”结构。黄慧慧等［３４］通过修正等熵压缩段型线的方式对ＩＣＦＣ基本流场进行了改进，缩小了这种流场结构的影响。改进后，在设计马赫数为６．０、隔离段出口马赫数为２．７８时总压恢复系数达到０．４５９，比基于原ＩＣＦＣ流场设计的进气道提升２．５％，且流量捕获系数９９．９４％也高于原ＩＣＦＣ流场进气道的９８．００％。（ａ）ＩＣＦＣ流场设计原理图（ｂ）ＩＣＦＣ流场数值模拟结果图３ＩＣＦＣ流场示意图和ＣＦＤ结果压力分布［３０］Ｆｉｇ．３ＳｃｈｅｍａｔｉｃａｎｄＣＦＤｒｅｓｕｌｔｏｆ“ＩＣＦＣ”ｂａｓｉｃｆｌｏｗｆｉｅｌｄ［３０］１．１．２沿程压缩规律可控的内转式进气道为了便于控制进气道压缩规律，学者们提出了根据沿程压缩规律反求气动型面的基本流场设计方法。Ｍａｔｔｈｅｗｓ等［３５］首先应用特征线法设计了等压比和等斜率的模块化内转式进气道，如图４所示。近几年来，南京航空航天大学的张堃元教授团队提出了沿程压力／马赫数分布规律可控的内转式进气道设计方法，并给出可大幅提升进气道气动性能的反正切压缩分布规律［２０－２１］。该团队李永洲采用Ｉｓｉｇｈｔ软件对进气道进行了参数优化［２１］。数值模拟结果表明，在设计马赫数Ｍａ＝６．０的来流条件下采用这种方法设计且进一步优化的进气道出口马赫数和总压恢复系数分别为２．９２和０．５８１（见图５），使内转式进气道的气动性能达到了新的高度。为进一步提升内转式进气道的气动性能，
【参考文献】：
期刊论文
[1]乘波概念应用于吸气式高超声速飞行器机体/进气道一体化设计方法研究综述[J]. 丁峰,柳军,沈赤兵,刘珍,陈韶华,黄伟. 实验流体力学. 2018(06)
[2]高超声速巡航飞行器乘波布局气动设计综述[J]. 王江峰,王旭东,李佳伟,杨天鹏,李龙飞,程克明. 空气动力学学报. 2018(05)
[3]吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术研究进展及分类对比分析[J]. 向先宏,钱战森. 推进技术. 2018(10)
[4]基于前体激波的内转式进气道一体化设计[J]. 乔文友,余安远,杨大伟,乐嘉陵. 航空学报. 2018(10)
[5]曲锥前体/三维内转进气道一体化设计与分析[J]. 李怡庆,周驯黄,朱呈祥,尤延铖. 航空动力学报. 2018(01)
[6]基于Busemann压升规律的可控消波内转基准流场设计[J]. 何家祥,金东海. 航空动力学报. 2017(05)
[7]内转式进气道流动控制研究[J]. 王卫星,顾强,郭荣伟. 推进技术. 2017(05)
[8]咽式进气道/等直隔离段的反压特性[J]. 辜天来,张帅,郑耀. 浙江大学学报(工学版). 2016(07)
[9]给定下游边界的超声速流场逆向求解方法[J]. 韩伟强,朱呈祥,尤延铖,李怡庆. 推进技术. 2016(04)
[10]高超声速飞行器机体/推进气动布局一体化设计技术研究现状[J]. 向先宏,钱战森. 航空科学技术. 2015(10)
博士论文
[1]马赫数分布可控的高超声速内收缩进气道及其一体化设计研究[D]. 李永洲.南京航空航天大学 2014
[2]压升规律可控的高超声速内收缩进气道设计方法研究[D]. 南向军.南京航空航天大学 2012
[3]高超声速咽式进气道流场特性和设计方法研究[D]. 董昊.南京航空航天大学 2010
硕士论文
[1]控制出口马赫数分布的高超声速压缩通道反设计[D]. 刘燚.南京航空航天大学 2012
[2]基于三维内收缩进气道的高超声速飞行器一体化概念设计[D]. 向先宏.南京航空航天大学 2011
本文编号：3341738
【文章来源】：实验流体力学. 2019,33(03)北大核心CSCD
【文章页数】：17 页
【图文】：
图１Ｂｕｓｅｍａｎｎ进气道试验模型［２５］Ｆｉｇ．１ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｍｏｄｅｌｏｆＢｕｓｅｍａｎｎｉｎｌｅｔ［２５］
影响进气道的总压恢复系数。图１展示了设计马赫数７．０的Ｂｕｓｅｍａｎｎ进气道风洞试验模型，最终通过放气使进气道在马赫数４．０８的来流条件下实现起动。为克服该流场的不足，学者们应用截短Ｂｕｓｅｍａｎｎ流场设计进气道［２６］。图２为美国和澳大利亚的研究团队应用该流场设计的Ｈｙｃａｕｓｅ进气道［２７］。图１Ｂｕｓｅｍａｎｎ进气道试验模型［２５］Ｆｉｇ．１ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｍｏｄｅｌｏｆＢｕｓｅｍａｎｎｉｎｌｅｔ［２５］图２Ｈｙｃａｕｓｅ进气道［２７］Ｆｉｇ．２Ｈｙｃａｕｓｅｉｎｌｅｔ［２７］南京航空航天大学张堃元和孙波等［２８－２９］对Ｂｕｓｅｍａｎｎ进气道进行了详细研究，并对基于截短Ｂｕｓｅｍａｎｎ流场设计的进气道进行了大量的数值模拟和实验验证，为国内内转式进气道的设计奠定了基４４实验流体力学ｈｔｔｐ：／／ｗｗｗ．ｓｙｌｔｌｘ．ｃｏｍ???????????????????????????????????????????????????
参数并不连续，使基本流场出现了影响压缩效率的“三波五区”结构。黄慧慧等［３４］通过修正等熵压缩段型线的方式对ＩＣＦＣ基本流场进行了改进，缩小了这种流场结构的影响。改进后，在设计马赫数为６．０、隔离段出口马赫数为２．７８时总压恢复系数达到０．４５９，比基于原ＩＣＦＣ流场设计的进气道提升２．５％，且流量捕获系数９９．９４％也高于原ＩＣＦＣ流场进气道的９８．００％。（ａ）ＩＣＦＣ流场设计原理图（ｂ）ＩＣＦＣ流场数值模拟结果图３ＩＣＦＣ流场示意图和ＣＦＤ结果压力分布［３０］Ｆｉｇ．３ＳｃｈｅｍａｔｉｃａｎｄＣＦＤｒｅｓｕｌｔｏｆ“ＩＣＦＣ”ｂａｓｉｃｆｌｏｗｆｉｅｌｄ［３０］１．１．２沿程压缩规律可控的内转式进气道为了便于控制进气道压缩规律，学者们提出了根据沿程压缩规律反求气动型面的基本流场设计方法。Ｍａｔｔｈｅｗｓ等［３５］首先应用特征线法设计了等压比和等斜率的模块化内转式进气道，如图４所示。近几年来，南京航空航天大学的张堃元教授团队提出了沿程压力／马赫数分布规律可控的内转式进气道设计方法，并给出可大幅提升进气道气动性能的反正切压缩分布规律［２０－２１］。该团队李永洲采用Ｉｓｉｇｈｔ软件对进气道进行了参数优化［２１］。数值模拟结果表明，在设计马赫数Ｍａ＝６．０的来流条件下采用这种方法设计且进一步优化的进气道出口马赫数和总压恢复系数分别为２．９２和０．５８１（见图５），使内转式进气道的气动性能达到了新的高度。为进一步提升内转式进气道的气动性能，
【参考文献】：
期刊论文
[1]乘波概念应用于吸气式高超声速飞行器机体/进气道一体化设计方法研究综述[J]. 丁峰,柳军,沈赤兵,刘珍,陈韶华,黄伟. 实验流体力学. 2018(06)
[2]高超声速巡航飞行器乘波布局气动设计综述[J]. 王江峰,王旭东,李佳伟,杨天鹏,李龙飞,程克明. 空气动力学学报. 2018(05)
[3]吸气式高超声速飞行器机体/推进一体化设计技术研究进展及分类对比分析[J]. 向先宏,钱战森. 推进技术. 2018(10)
[4]基于前体激波的内转式进气道一体化设计[J]. 乔文友,余安远,杨大伟,乐嘉陵. 航空学报. 2018(10)
[5]曲锥前体/三维内转进气道一体化设计与分析[J]. 李怡庆,周驯黄,朱呈祥,尤延铖. 航空动力学报. 2018(01)
[6]基于Busemann压升规律的可控消波内转基准流场设计[J]. 何家祥,金东海. 航空动力学报. 2017(05)
[7]内转式进气道流动控制研究[J]. 王卫星,顾强,郭荣伟. 推进技术. 2017(05)
[8]咽式进气道/等直隔离段的反压特性[J]. 辜天来,张帅,郑耀. 浙江大学学报(工学版). 2016(07)
[9]给定下游边界的超声速流场逆向求解方法[J]. 韩伟强,朱呈祥,尤延铖,李怡庆. 推进技术. 2016(04)
[10]高超声速飞行器机体/推进气动布局一体化设计技术研究现状[J]. 向先宏,钱战森. 航空科学技术. 2015(10)
博士论文
[1]马赫数分布可控的高超声速内收缩进气道及其一体化设计研究[D]. 李永洲.南京航空航天大学 2014
[2]压升规律可控的高超声速内收缩进气道设计方法研究[D]. 南向军.南京航空航天大学 2012
[3]高超声速咽式进气道流场特性和设计方法研究[D]. 董昊.南京航空航天大学 2010
硕士论文
[1]控制出口马赫数分布的高超声速压缩通道反设计[D]. 刘燚.南京航空航天大学 2012
[2]基于三维内收缩进气道的高超声速飞行器一体化概念设计[D]. 向先宏.南京航空航天大学 2011
本文编号：3341738
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