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题名左行运动激波主导的管内流动特性研究
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作者
王卫星
罗龙康
李宥晨
张仁涛
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院
中国航发四川燃气涡轮研究院
中国商飞上海飞机设计研究院
中航工业南京机电科技有限公司
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2023年第10期62-73,共12页
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文摘
为了分析左行运动激波主导的管内流动特征,本文采用非定常数值仿真方法,对亚声速进口条件下等直管道内左行运动激波传播与演化特性、左行运动激波/边界层干扰特征开展研究。研究结果表明:在出口周期性强压力脉动干扰下管内存在连续的左行运动激波,该左行运动激波传播特征具有相似性,激波强度、传播速度按幂函数规律衰减。气流经过左行运动激波后总压、总温、静压阶跃式升高,随后受膨胀波影响气流总压、总温、静压下降;左行运动激波/边界层干扰诱发形成翼型回流区,该回流区随运动激波强度衰减逐渐减小。理论与数值分析表明存在左行运动激波后速度为零和运动激波两侧总压相等的两个临界状态。波前马赫数低于临界值或左行运动激波强度高于临界值时,左行运动激波后为倒流、波后总压高于波前。
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关键词
运动激波
流动特征
流动分离
激波/边界层干扰
数值模拟
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Keywords
Moving shock
Flow characteristics
Flow separation
Shock/boundary layer interaction
Numerical simulation
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名典型工况下旋转爆震发动机进气道流动特性研究
被引量：2
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作者
王卫星
张仁涛
李宥晨
罗龙康
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院
中航工业南京机电科技有限公司
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2021年第4期931-940,共10页
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基金
国家自然科学基金(11502111)
航空动力基金(6141B09050341)。
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文摘
为了分析旋转爆震发动机燃烧室高频超高压周向压力脉动对进气道扩张段流动特征的影响,采用三维定常/非定常数值仿真方法对旋转爆震发动机进气道扩张段流动特性开展研究。研究结果表明:受下游燃烧室旋转爆震波影响,扩张段内存在呈螺旋状向上游传播的运动激波;运动激波向上游传播过程中强度衰减、传播速度下降,激波形态由类正激波向类斜激波演化,运动激波逐步向驻激波演变,运动激波/边界层干扰诱发的回流区逐步向波前扩展,波面坐标系下波前亚声区相对厚度逐渐增大;与定常反压状态相比,旋转爆震工作状态进气道出口静温、总温较高,总压较低。
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关键词
超声速进气道
旋转爆震
运动激波
激波-边界层干扰
数值仿真
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Keywords
Supersonic inlet
Rotating detonation
Moving shock
Shock-boundary layer interactions
Numerical simulation
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名唇罩内型面对内转式进气道流动特性影响研究
被引量：3
- 3
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作者
朱婷
王卫星
张仁涛
李宥晨
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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
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2019年第10期2226-2234,共9页
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基金
国家自然科学基金青年基金(11502111)
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文摘
内转式进气道流场参数分布不均,为改善进气道的流场结构、提高其气动性能,采用数值仿真方法开展了唇罩内型面对内转式进气道流动特性影响的研究。研究结果表明:唇罩内型面影响唇罩激波强度、形态与内流道波系结构,进而影响唇罩激波与侧壁边界层干扰诱发的三维流向涡的产生、发展以及空间分布;在研究范围内,随着唇罩压缩角减小,唇罩激波减弱,内转式进气道流场参数周向分布更加均匀,出口总压恢复系数先增大后减小,抗反压能力不断增强,最高增大了12.7%。
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关键词
内转式进气道
流场控制
激波/边界层干扰
流向涡
气动性能
数值仿真
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Keywords
Inward turning inlet
Flow control
Shock/boundary layer interaction
Streamwise vortex
Aerodynamic performance
Numerical simulation
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名高超声速内转式进气道型面流场重构
被引量：6
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作者
王卫星
朱婷
张仁涛
李宥晨
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院
中国商飞上海飞机设计研究院
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出处
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2020年第3期178-187,共10页
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基金
国家自然科学基金(11502111)
航空科学基金(2014ZB52022)。
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文摘
内转式进气道流场参数分布不均,为改善该类进气道的气动性能,本文采用数值仿真方法开展了基于型面的内转式进气道流场重构研究。结果表明:流场重构型面中心线对进气道流场结构及流动特性影响较大,在给定偏距/长度与中心线末端斜率的约束条件下,选取合适的中心线起始角能够大幅提高进气道的气动性能,改善流场参数分布。与进气道原型方案相比,流场重构型面中心线10°起始角的进气道方案总压恢复系数、抗反压能力最大分别提升33.7%、26.4%,自起动马赫数下降1.1。随着流场重构型面中心线起始角增大,唇罩激波/侧壁边界层干扰诱发的流向涡减弱、流向涡传输轨迹向唇罩一侧偏移,低能流向唇罩两侧迁移趋势增强。在研究范围内,随着流场重构型面中心线起始角增大,隔离段出口总压恢复系数先增大后减小,自起动马赫数先下降后不变。
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关键词
内转式进气道
流动特性
激波/边界层干扰
流向涡
气动性能
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Keywords
inward turning inlet
flow characteristics
shock/boundary layer interaction
stream wise vortex
aerodynamic performance
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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