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题名高超声速进气道起动问题的理论判据新认识
被引量：1
- 1
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作者
潘成剑
施崇广
李怡庆
尤延铖
陈荣钱
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机构
厦门大学航空航天学院
北京空天技术研究所
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016年第11期2039-2047,共9页
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基金
国家自然科学基金(51276151
91441128)
+1 种基金
国防基础科研(B1420133058)
中央高校基本科研业务费(20720140540)
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文摘
为了判断进气道起动马赫数,基于Kantrowitz起动判据,联系激波关系式和流量连续方程得到一系列等值线,将等值线推广到有入射激波和低马赫数溢流的情况。结果表明这些等值线具有以下特性:等值线连接进气道的内收缩比和总收缩比;等值线是等总压恢复线和等流量线;等值线可由Isentropic曲线方程乘于进气道内收缩段自起动时总压恢复的倒数得到;存在入射激波的起动等值线在设计状态等值线的右侧;有低马赫数溢流的起动等值线在设计状态等值线的左侧;等值线提供了一种联系Kantrowitz和Isentropic曲线的方法。根据以上特性,将等值线应用于高超声速进气道起动问题,并通过实例应用文中的理论判据评估无粘条件下混压式多楔二元进气道来流起动马赫数理论值,与CFD结果吻合较好,误差小于2%,初步探索了理论快速估算进气道起动马赫数的可行性。
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关键词
进气道起动
内收缩比
总收缩比
Kantrowitz
ISENTROPIC
等值线
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Keywords
Inlet starts
Internal contraction ratio
Total contraction ratio
Kantrowitz
Isentropic
Iso-line
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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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题名逆向泄流槽在三维内乘波式进气道中的应用
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作者
潘成剑
李怡庆
安平
尤延铖
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机构
厦门大学航空系
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出处
《燃气涡轮试验与研究》
北大核心
2013年第6期40-45,34,共7页
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基金
国家自然科学基金(51006051)
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文摘
采用逆向开槽技术,对三维内乘波式高超声速进气道的低马赫数起动和抗反压能力进行研究,提出了逆向直泄流槽和逆向倒角泄流槽两种方案。数值研究结果表明:逆向泄流槽在三维内乘波式进气道自起动和抗反压过程中起到气动开关作用。进气道不起动或反压过高时,泄流槽处于开启状态;进气道起动后,泄流槽接近气动关闭状态,对进气道总体性能影响较小。两种逆向泄流槽都拓宽了三维内乘波式进气道的低马赫数起动范围,提高了进气道的抗反压能力。其中,逆向倒角泄流槽比逆向直泄流槽具有更宽的低马赫数起动范围和更强的抗反压能力。
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关键词
逆向泄流槽
内乘波式进气道
自起动
抗反压
高超声速
数值模拟
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Keywords
reverse bleed slots
internal waverider-derived inlet
self-starting
back-pressure resistance
hypersonic
numerical simulation
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分类号
V235
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名应用质量工具开展新型轻质高效输油泵研制
被引量：1
- 3
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作者
王蕾
王灵锋
郭帅帅
潘成剑
邵文清
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机构
北京空天技术研究所
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出处
《质量与可靠性》
2018年第1期57-61,共5页
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文摘
为实现某高速飞行器燃料系统减重的目标,选定"新型轻质高效输油泵研制"作为课题,利用甘特图、亲和图、头脑风暴法等工具,按照QC小组活动程序开展工作,将创新设计与质量管理有机结合起来,最终实现了新型输油泵轻质高效的目标。
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关键词
新型输油泵
轻质高效
质量管理
QC
小组
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分类号
V268.7
[航空宇航科学与技术—航空宇航制造工程]
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题名压力分布可控的高超声速进气道/前体一体化乘波设计
被引量：12
- 4
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作者
李怡庆
韩伟强
尤延铖
潘成剑
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机构
厦门大学航空航天学院
北京空天技术研究所
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出处
《航空学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016年第9期2711-2720,共10页
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基金
国家自然科学基金(91441128,51276151)
国防基础科研项目(B1420133058)~~
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文摘
在二维弯曲激波高超声速进气道基础上,发展了一种压力可控的进气道/前体一体化乘波设计方法。通过事先指定前体/进气道壁面压力分布,结合二维特征线反设计方法,可以逆向设计出流向、横向压力分布规律都可控的进气道/前体外压缩段型面。采用该方法,设计了一种二维进气道/前体一体化方案,并对其进行数值模拟。结果表明:设计状态下,与不带侧板二维进气道相比,此类一体化方案中的进气道设计状态流量系数提高27%,出口压比提高48.5%,总压恢复系数提高10%;与楔导乘波理论设计的一体化方案相比,压力可控的一体化方案具有相似的外形尺寸和乘波特性,但进气道流量系数则较楔导乘波方案提高了5%,进气道出口压比提高6.4%,总压恢复系数提高2.3%。
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关键词
高超声速
进气道/前体一体化
压力分布
乘波理论
二维高超声速进气道
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Keywords
hypersonic
inlet and forebody integration
pressure distribution
waverider concept
two-dimensional hypersonic inlet
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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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