导读:本文包含了二元高超声速进气道论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:高超声速飞行器,超燃冲压发动机,二元混压式进气道,乘波体
二元高超声速进气道论文文献综述
王俊琦,赵海刚,任智勇[1]（2018）在《乘波体与二元高超声速进气道一体化设计研究》一文中研究指出基于二元混压式高超声速进气道和密切锥乘波体,设计了一腹部并列进气的高超声速乘波前体/进气道一体化前体模型,并数值模拟研究了该模型在不同飞行马赫数和攻角下的气动特性。计算结果表明:设计的一体化前体模型很好地结合了二元高超声速进气道和乘波体流场结构特点,乘波前体结构可为进气道提供均匀的进口流场,且进气道性能基本保持不变;一体化前体模型在低于设计点马赫数和正攻角飞行状态下仍具有良好的飞行性能,但在负攻角飞行姿态时,随着攻角角度的增大一体化前体模型的升阻特性和进气特性均快速恶化。(本文来源于《燃气涡轮试验与研究》期刊2018年01期）
高晓天[2]（2017）在《二元高超声速进气道加/减速迟滞现象研究》一文中研究指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气道的加/减速过程开展研究;同时,为了拓展高超声速进气道的稳定起动工作速域,本文提出了一种在内收缩入口设置前伸隔板来降低自起动马赫数的方法,并通过一系列数值仿真工作验证了该方法的可行性。首先,本文设计了两种不同唇罩压缩角的二元高超声速进气道,并对其加/减速过程进行定常数值仿真,分析比较了两个进气道方案之间迟滞回路现象的差异性,并且探索了高超声进气道存在迟滞现象的原因。研究表明:不同构型的高超声速进气道之间迟滞回路现象存在显着差异,进气道的迟滞区间、加减速过程中性能参数的变化规律不尽相同。二元高超声速进气道不仅在不起动状态与起动状态的转化过程中存在迟滞现象,同时在“硬”不起动状态与“软”不起动状态相互转化的过程中也存在迟滞现象。然后,本文提出了一种通过引入前伸隔板以改善二元高超声速进气道自起动性能的方法,并通过数值仿真对比分析了两个进气道方案在加速自起动过程中流场结构变化的差异性。结果表明:原型方案与控制方案在自起动过程中的流态及自起动性能存在较大差异,控制方案较原型方案自起动性能改善效果显着,自起动马赫数从6.84降低至4.23,大大下压了迟滞区间,进气道能在更宽的速域内稳定工作。紧接着,本文还对比研究了原型方案与控制方案的二维构型与全侧板叁维构型在加速过程中的流场结构,分析了叁维效应对高超声速进气道自起动性能的影响。研究表明:尽管唇罩入口附近角区分离区导致原型方案和控制方案叁维构型的自起动马赫数均稍高于二维构型,但是隔板对于进气道自起动性能的改善幅度并未受到叁维效应的显着改变。最后,对隔板在内收缩段中的相对位置以及隔板上型面前缘切线角度进行参数化研究,探究隔板不同设计参数对进气道自起动性能的影响。研究表明:若上子通道在达到起动状态前,能保持超声速进气道不起动流场结构,则进气道自起动性能整体较优;在研究范围内,隔板前缘切线角度的改变并不会引起上子通道不起动模式产生变化,自起动性能变化很小;保持优良自起动性能的隔板高度区间和前缘切线角度区间均较宽,因此本文提出的通过引入隔板来改善进气道自起动性能的方法工程实用性强。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2017-12-01）
张海峰[3]（2017）在《高超声速二元弯曲激波进气道气动调节技术研究》一文中研究指出为了满足高超声速飞行器在宽马赫数范围内正常飞行的需求,高超声速进气道需要在保证工作性能的前提下尽量降低最低起动马赫数。本文基于高超声速二元弯曲激波进气道,对一种通过利用弹性压缩面上下表面的气动力差控制压缩面变形的气动调节技术展开研究。相较于传统的利用电机和机械传动机构进行进气道变几何的调节方式,本文研究的气动调节技术直接利用流场的气动力作为型面变形的驱动力,极大减少了进气道调节装置的数量和质量,值得进行深入研究。在对进气道进行气动调节时存在着流场和弹性压缩面的双向耦合作用。本文首先对双向流固耦合问题的求解方法做简要介绍。理论求解方法需要对模型线性简化,求解有局限性,试验方法成本较高,本文主要采用数值仿真方法进行研究。ANSYS workbench软件对固体和流体问题求解可靠性高,多物理场之间的数据传递操作简单,因此本文选用该软件进行对气动调节技术的研究。而后根据气动调节的概念,以设计点马赫数为6的二元弯曲激波进气道为基础设计了弹性压缩面下表面载荷为均布压力的压力腔方案。对该方案的双向流固耦合模型展开数值仿真工作,结果分析表明:压力腔方案能使进气道在3马赫起动,起动过程中存在着弹性压缩面变形阶跃现象和起动迟滞现象;通过弹性压缩面变厚度设计可有效提高进气道在起动状态的流量系数和出口压比;压力腔方案保持了进气道在设计点的工作性能,同时也提高了在非设计点的流量系数和出口压比。最后对弹性压缩面下表面载荷为集中力的方案进行研究,数值计算结果表明:集中力方案同样可使进气道在3马赫起动;只有单个集中力作用在弹性压缩面下表面的方案在起动马赫数的工作性能要优于多个集中力的方案;通过在外压段设位移约束可更精细地控制变形后压缩面型面,进一步提高进气道在起动马赫数下的流量系数和出口压比;在其他飞行条件下的数值仿真验证了单点集中力改进方案同样能够保持进气道在设计点的工作性能,提高在非设计点的流量系数和出口压比。(本文来源于《南京理工大学》期刊2017-12-01）
方传波,张旭荣,余勇,袁天保,蔡辉[4]（2017）在《二元高超声速进气道再起动特性研究》一文中研究指出以时均化N-S方程为控制方程,采用变比热容的热完全气体模型和SST湍流模型,对二元混压式高超声速进气道的再起动特性进行了数值仿真。重点分析了来流马赫数、内收缩比、附面层厚度等参数对进气道再起动特性的影响,并详细分析了各因素的作用机制。研究表明,来流马赫数、内收缩比和进入进气道的附面层厚度是决定高超声速进气道再起动特性的关键因素,内收缩比较大、附面层较厚的进气道再起动迟滞回路较宽,再起动马赫数较大;附面层厚度和内收缩比决定了二元高超声速进气道不起动流场的典型特征。(本文来源于《战术导弹技术》期刊2017年05期）
华正旭,袁化成,王金刚,陈文芳[5]（2017）在《后掠唇口对二元高超声速进气道起动特性的影响研究》一文中研究指出为深入探究唇罩侧板后掠对二元高超声速进气道起动性能的影响规律,采用风洞试验与叁维数值模拟分析相结合的方法,对比分析了侧板不同后掠状态下的不起动流场特征,细致地研究了后掠角度影响进气道起动的流动机理。研究结果表明:唇罩后掠能够提高进气道的起动能力,来流Ma=5.0和Ma=4.0时,进气道的最小起动后掠角分别为75°和82.5°。Ma=5.0来流条件下,不起动的分离包前缘形态在一定范围内基本不受后掠角影响。唇罩后掠角度增大时主要通过侧板的展向溢流,改变分离包的位置及形态,进而通过降低分离包内的逆压梯度来影响进气道的起动性能。(本文来源于《推进技术》期刊2017年02期）
南向军,张蒙正[6]（2016）在《二元高超声速进气道自起动特性试验》一文中研究指出为了研究二元高超声速进气道的自起动特性,针对一带前掠侧板的混压式二元进气道,在来流马赫数为4和3.5状态开展了风洞试验,利用反压系统实现了进气道的起动、不起动和自起动过程.分析试验结果可知,进气道在来流马赫数为4和3.5状态均可自起动,但在来流马赫数为3.5,2°攻角状态不能自起动.当反压过大引起进气道不起动时,侧板根部均存在分离包、分离激波并引起溢流.从不起动状态进气道的流场结构看,该二元进气道的不起动属于软不起动,其机理不同于经典的自起动理论.但是试验结果表明,进气道的自起动马赫数仅略低于自起动理论值.当内压段入口马赫数低于2.5时,采用经典自起动理论估算自起动性能仍具有较高的精度.(本文来源于《航空动力学报》期刊2016年10期）
焦子涵,邓帆,袁武,王雪英,陈林[7]（2016）在《高超声速飞行器二元进气道试验和计算》一文中研究指出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。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2016年04期）
陈文芳[8]（2016）在《二元高超声速飞行器前体/进气道设计方法及气动特性研究》一文中研究指出本文采用数值仿真的方法对二元高超声速前体/进气道一体化设计技术开展了研究,给出了基于圆锥截线、流线追踪和乘波-楔形组合的叁种前体/进气道设计方法及流程,并对相关几何控制变量对气动性能的影响开展了叁维数值仿真分析。首先,设计了一种前体/进气道二维构型,开展了二维数值仿真研究。研究表明:进气道在不同来流马赫数Ma∞和飞行攻角α下,流动通道内无大分离,随着来流马赫数和飞行攻角的增加,前体/进气道静压比、流量系数逐渐增大,而总压恢复系数减小。其次,在前体/进气道二维型面基础上,给出了以二次有理Bezier形式圆锥截线为横向截面控制曲线的前体设计方法,并对不同几何控制变量对前体/进气道气动性能的影响开展了叁维数值模拟研究,结果显示:在研究范围内,增大宽度比W_1/W_0、形状参数ρ_(CD)与水平控制曲线次数n,减小角度β_(DG)、角度β_(CG),可减小前体展向压力梯度,减小横向溢流,提高前体/进气道的内流性能;增大角度β_(_(CF)),减小形状参数ρ_(_(BC)),可减小阻力,增大升力,提高升阻比。据此,给出了一种结合前体可实现性约束下的前体/进气道气动设计方案,叁维数值模拟分析显示:不同来流马赫数Ma_∞下,静压比、总压恢复系数及流量系数相比二维流动的差值均在-5%~10%以内,在不同飞行攻角α下,静压比、总压恢复系数和流量系数相比二维流动的差值均在-5%~15%以内。再次,在相同的前体/进气道二维型面基础上,给出了一种基于流线追踪的乘波前体/进气道设计思路,并对前体宽度比W_1/W_0,角度θ,上、下表面控制曲线次数n_(up)和n_(_(down))对前体/进气道气动性能的影响开展了叁维数值模拟分析,结果显示:相比于基于圆锥截线的前体构型,该构型第一级压缩段外压激波接近“附体”,进气道内通道宽度内沿展向压力梯度较小,第二、叁级压缩段内接近为零,阻力较低,升阻比较高;增大W_1/W_0、角度θ和上表面控制曲线次数n_(up),减小下表面控制曲线次数n_(_(down)),可减小前体展向压力梯度,减小横向溢流,提高进气道的气动性能。最后,基于一种乘波前体气动设计方案,开展了沿来流方向直切和阶梯切,构建了多个乘波-楔形组合前体/进气道设计方案,并对其开展了叁维数值模拟分析,结果表明:在进气道侧壁对应的马赫锥位置之后对前体两侧进行直切和阶梯切,进气道内通道宽度范围内的前体外压激波基本不变,与进气道矩形进口匹配较好;直切和阶梯切对进气道内流气动性能影响较小,降低了前体/进气道的阻力系数、升力系数以及升阻比,提高了总压恢复系数;相比阶梯切,直切的阻力系数和总压恢复系数相对较小,而升力系数和升阻比则相对较高。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2016-03-01）
余安远,杨大伟,吴杰,倪鸿礼,乐嘉陵[9]（2015）在《高超声速二元进气道起动性能数值模拟技术研究与试验验证》一文中研究指出本文开展了典型二元高超声速进气道的起动性能数值模拟技术研究,并进行了试验验证。所研究进气道的起动性能主要指发动机接力前进气道的马赫数起动迟滞圈,包含进气道的自起动马赫数边界和可起动马赫数边界。计算软件为CARDC的AHL3D并行计算流体软件。为了获得进气道的起动迟滞圈,采用了来流场、零初场以及前一收敛场等不同的初场下准定常计算推进的计算方法,从不起动场逐步增加来流马赫数及从起动场逐步降低来流马赫数。通过不同初场与不同步进方式相结合的准定常推进计算的对比研究,分析获得了所研究进气道的起动性能,并总结提出了预测进气道起动性能的数值技术,即利用零初场单步进准定常计算预测进气道的自起动性能,用来流场准定常推进计算预测进气道的可起动马赫数的预测技术。为了验证该预测技术的效果,对某典型二维进气道起动性能开展了风洞试验研究。试验结果表明所发展的起动性能数值预测技术切实可行,可进一步进行验证与研究应用。(本文来源于《2015年第二届中国航空科学技术大会论文集》期刊2015-09-15）
陈景昊,周树平,张文锋[10]（2014）在《不同攻角下高超声速二元进气道性能研究》一文中研究指出针对高超声速二维混压进气道,以最大总压恢复系数为目标,基于多楔面内收缩段设计原理,利用多楔角方法设计内收缩段长度和出口高度等。通过比较不同攻角下二元进气道总压恢复系数、流场及启动情况等多方面特性,验证了改变攻角对进气道启动特性改善的效果。(本文来源于《火箭推进》期刊2014年05期）
二元高超声速进气道论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
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气道的加/减速过程开展研究;同时,为了拓展高超声速进气道的稳定起动工作速域,本文提出了一种在内收缩入口设置前伸隔板来降低自起动马赫数的方法,并通过一系列数值仿真工作验证了该方法的可行性。首先,本文设计了两种不同唇罩压缩角的二元高超声速进气道,并对其加/减速过程进行定常数值仿真,分析比较了两个进气道方案之间迟滞回路现象的差异性,并且探索了高超声进气道存在迟滞现象的原因。研究表明:不同构型的高超声速进气道之间迟滞回路现象存在显着差异,进气道的迟滞区间、加减速过程中性能参数的变化规律不尽相同。二元高超声速进气道不仅在不起动状态与起动状态的转化过程中存在迟滞现象,同时在“硬”不起动状态与“软”不起动状态相互转化的过程中也存在迟滞现象。然后,本文提出了一种通过引入前伸隔板以改善二元高超声速进气道自起动性能的方法,并通过数值仿真对比分析了两个进气道方案在加速自起动过程中流场结构变化的差异性。结果表明:原型方案与控制方案在自起动过程中的流态及自起动性能存在较大差异,控制方案较原型方案自起动性能改善效果显着,自起动马赫数从6.84降低至4.23,大大下压了迟滞区间,进气道能在更宽的速域内稳定工作。紧接着,本文还对比研究了原型方案与控制方案的二维构型与全侧板叁维构型在加速过程中的流场结构,分析了叁维效应对高超声速进气道自起动性能的影响。研究表明:尽管唇罩入口附近角区分离区导致原型方案和控制方案叁维构型的自起动马赫数均稍高于二维构型,但是隔板对于进气道自起动性能的改善幅度并未受到叁维效应的显着改变。最后,对隔板在内收缩段中的相对位置以及隔板上型面前缘切线角度进行参数化研究,探究隔板不同设计参数对进气道自起动性能的影响。研究表明:若上子通道在达到起动状态前,能保持超声速进气道不起动流场结构,则进气道自起动性能整体较优;在研究范围内,隔板前缘切线角度的改变并不会引起上子通道不起动模式产生变化,自起动性能变化很小;保持优良自起动性能的隔板高度区间和前缘切线角度区间均较宽,因此本文提出的通过引入隔板来改善进气道自起动性能的方法工程实用性强。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
二元高超声速进气道论文参考文献
[1].王俊琦,赵海刚,任智勇.乘波体与二元高超声速进气道一体化设计研究[J].燃气涡轮试验与研究.2018
[2].高晓天.二元高超声速进气道加/减速迟滞现象研究[D].南京航空航天大学.2017
[3].张海峰.高超声速二元弯曲激波进气道气动调节技术研究[D].南京理工大学.2017
[4].方传波,张旭荣,余勇,袁天保,蔡辉.二元高超声速进气道再起动特性研究[J].战术导弹技术.2017
[5].华正旭,袁化成,王金刚,陈文芳.后掠唇口对二元高超声速进气道起动特性的影响研究[J].推进技术.2017
[6].南向军,张蒙正.二元高超声速进气道自起动特性试验[J].航空动力学报.2016
[7].焦子涵,邓帆,袁武,王雪英,陈林.高超声速飞行器二元进气道试验和计算[J].固体火箭技术.2016
[8].陈文芳.二元高超声速飞行器前体/进气道设计方法及气动特性研究[D].南京航空航天大学.2016
[9].余安远,杨大伟,吴杰,倪鸿礼,乐嘉陵.高超声速二元进气道起动性能数值模拟技术研究与试验验证[C].2015年第二届中国航空科学技术大会论文集.2015
[10].陈景昊,周树平,张文锋.不同攻角下高超声速二元进气道性能研究[J].火箭推进.2014