定流场分布下考虑黏性效应的乘波前体/内转式进气道一体化设计

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作者 付俊杰 屈峰 孙迪 《航空学报》 北大核心 2025年第14期103-130,共28页

乘波前体/内转式进气道的一体化构型因同时具有良好的高速升阻特性、较好的来流捕获能力和较高的压缩效率,是未来远程高超声速巡航飞行器的主流选择之一。为了提升一体化构型的设计性能,本文分别从基准流场设计改进和考虑黏性效应2个方... 乘波前体/内转式进气道的一体化构型因同时具有良好的高速升阻特性、较好的来流捕获能力和较高的压缩效率,是未来远程高超声速巡航飞行器的主流选择之一。为了提升一体化构型的设计性能,本文分别从基准流场设计改进和考虑黏性效应2个方面出发,提出了一种定流场分布下考虑黏性效应的乘波前体/内转式进气道一体化设计方法。基准流场设计改进方面,将直接控制总压恢复的反射激波波后总压分布改进为二次分布,该分布可通过减小总压变化率来提高总压恢复系数。同时,给定利于提高总压恢复的上壁面马赫数反正切分布和中心体壁面流动角贝塞尔分布,反设计了全流道流场分布可控的高总压恢复内压缩基准流场。相较于仅给定上壁面马赫数分布的局部反设计基准流场,其中心体变为渐缩型面,反射激波强度大幅降低,总压恢复系数高达0.98以上。由此生成的一体化构型保持了基准流场的特性,较于定局部流场分布的构型,其内收缩段反射激波和隔离段激波串强度更低,出口流向低能区的占比减小,进而使得设计点升阻比提高15.16%、出口总压恢复提高3.33%、出口畸变降低4.62%。考虑黏性效应方面,本文将高置信度数值求解结果和轴对称边界层位移厚度计算公式结合进行黏性修正,相较于传统二维平板边界层黏性修正,轴对称构型验证算例表明本文方法可以提高型面修正精度,大幅降低与无黏设计性能目标的偏差。采用该方法对原始构型进行黏性修正得到修正构型。较于原始构型,修正构型的前体激波和入射激波在下唇口的封闭性提高,内收缩段反射激波和隔离段激波串的强度下降,激波附面层干扰引起的内流道分离区范围缩小,进而使得设计点流量系数提升了3.22%,设计点喉道和出口的总压恢复系数分别提高了2.41%和0.31%,且在升重平衡和宽速域范围内的气动性能也得到明显改善。综上,所提乘波前体/内转式进气道一体化设计具有较优的升阻和进气性能,可为远程高超声速巡航飞行器的气动构型设计提供参考。 展开更多

关键词 乘波前体 内转式进气道 基准流场设计 黏性修正 一体化设计

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高超声速三维内转进气道研究进展综述

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作者 郑晓刚 施崇广 +4 位作者 张加乐 张咪 朱文磊 朱呈祥 尤延铖 《航空学报》 北大核心 2025年第8期54-92,共39页

三维内转进气道凭借其结构紧凑、压缩效率高、流量捕获能力强、总压恢复系数高以及便于一体化等优势,已逐渐成为吸气式高超声速飞行器进气道设计的发展趋势。自概念提出以来,一直吸引着国内外众多学者与研究机构的广泛关注。首先,围绕... 三维内转进气道凭借其结构紧凑、压缩效率高、流量捕获能力强、总压恢复系数高以及便于一体化等优势,已逐渐成为吸气式高超声速飞行器进气道设计的发展趋势。自概念提出以来,一直吸引着国内外众多学者与研究机构的广泛关注。首先,围绕三维内转进气道设计状态下的气动设计与性能优化,以激波为主线综述了激波解析理论、基本流场构建以及内转进气道设计3个方面的进展。随后,从低马赫数起动特性和抗反压特性两个角度分别梳理了改善三维内转进气道非设计性能方面的研究。接着,对三维内转进气道在TBCC组合动力系统中的应用现状进行介绍。最后,在对国内外研究现状分析总结的基础上,指出了三维内转进气道的4个未来核心研究方向。 展开更多

关键词 高超声速 三维内转进气道 内乘波 弯曲激波 基本流场设计

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高超声速内收缩进气道轴对称基准流场改进 被引量：5

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作者 李永洲 张堃元 +1 位作者 罗蕾 王磊 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第11期2543-2552,共10页

针对轴对称基准流场中前缘曲激波靠近中心体的部分激波强度过大现象，基于马赫数分布可控反设计方法，将这道前缘曲激波分解为一道较弱弯曲激波和部分等熵压缩波，改进的基准流场存在“四波四区”结构且压缩效率明显提高．基于该改进的... 针对轴对称基准流场中前缘曲激波靠近中心体的部分激波强度过大现象，基于马赫数分布可控反设计方法，将这道前缘曲激波分解为一道较弱弯曲激波和部分等熵压缩波，改进的基准流场存在“四波四区”结构且压缩效率明显提高．基于该改进的基准流场和常规“两波三区”基准流场分别设计了圆形进口的内收缩进气道并对其流场特点和性能进行数值研究．结果表明：改进的进气道的流场能较好保持基准流场的特点；在来流马赫数为4．O～7．0范围内具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力，设计点的出口压比和总压恢复系数分别为17．56和0．540；改进的进气道采用来流马赫数从高到低前缘弯曲激波和汇集的等熵压缩波依次封口的设计概念，在提高流量捕获能力的同时减小了总压损失，总体性能优于常规进气道，来流马赫数为7．0时总压恢复系数相对提高了23．6％，来流马赫数为4．0时流量系数相对提高了5．7％． 展开更多

关键词 高超声速 内收缩进气道 基准流场 马赫数分布 设计方法 数值仿真

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双弯曲入射激波的可控中心体内收缩基准流场设计 被引量：11

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作者 李永洲 张堃元 +1 位作者 朱伟 杨顺凯 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第3期563-570,共8页

采用有旋特征线法设计了一种双弯曲入射激波的可控中心体内收缩基准流场,两道入射激波交于中心体起始点,入射激波和反射激波通过给定激波径向总压恢复系数分布进行反设计,壁面通过给定轴向马赫数分布规律进行反设计.该基准流场分为“三... 采用有旋特征线法设计了一种双弯曲入射激波的可控中心体内收缩基准流场,两道入射激波交于中心体起始点,入射激波和反射激波通过给定激波径向总压恢复系数分布进行反设计,壁面通过给定轴向马赫数分布规律进行反设计.该基准流场分为“三波四区”且压缩效率较高.基于该基准流场设计了圆形进口内收缩进气道并进行了黏性修正,数值计算结果表明：内收缩进气道设计点核心区的流场特征和激波形状与基准流场基本一致;在来流马赫数为4.0～7.0时进气道具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力,设计点喉道截面增压比和总压恢复系数分别为17.7和0.729;来流马赫数为5.0～7.0时内部总阻力系数变化平缓,从0.23下降为0.22. 展开更多

关键词 高超声速进气道 基准流场 弯曲激波 中心体 反设计

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马赫数分布可控的基准流场灵敏度分析与优化设计 被引量：17

5

作者 李永洲 张堃元 +1 位作者 王磊 南向军 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第4期765-774,共10页

利用Isight软件对反正切马赫数分布可控的轴对称基准流场设计参数进行灵敏度分析,获得了设计参数对基准流场总体性能的影响规律,其中前缘压缩角和系数c的影响最为明显.针对该基准流场,建立了多项式响应面模型并在设计点进行三目标优化,... 利用Isight软件对反正切马赫数分布可控的轴对称基准流场设计参数进行灵敏度分析,获得了设计参数对基准流场总体性能的影响规律,其中前缘压缩角和系数c的影响最为明显.针对该基准流场,建立了多项式响应面模型并在设计点进行三目标优化,得到了总体性能较优的轴对称基准流场.基于该优化结果设计了圆形进口的高超声速内收缩进气道并在Ma=4～7进行数值分析,结果表明:进气道在设计点和非设计点均具有较高的压缩效率和良好的流量捕获能力,Ma=6和7时出口截面总压恢复系数分别为0.581和0.513,压比分别为20.01和24.73,Ma=4时流量系数达到0.880,说明该优化方法可行. 展开更多

关键词 基准流场 内收缩进气道 马赫数分布规律 灵敏度分析 优化设计

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型面设计马赫数对马赫数分布可控高超声速内收缩进气道的影响 被引量：6

6

作者 李永洲 张堃元 钟启涛 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第2期239-245,共7页

在研究型面设计马赫数Ma2对马赫数分布可控基准流场在Ma∞=4．0～7．0的性能影响中发现，降低型面设计马赫数可获得更高的流量系数、高马赫数时的增压比以及更短的长度。基于型面设计马赫数Mai=5．5，6．0和6．5的基准流场分别设计了圆... 在研究型面设计马赫数Ma2对马赫数分布可控基准流场在Ma∞=4．0～7．0的性能影响中发现，降低型面设计马赫数可获得更高的流量系数、高马赫数时的增压比以及更短的长度。基于型面设计马赫数Mai=5．5，6．0和6．5的基准流场分别设计了圆形进口的内收缩进气道，并在Ma∞=-4．5～7．0时进行数值模拟。结果表明：基于低型面设计马赫数基准流场设计的进气道具有更好的流量捕获特性和较高的增压比，这与基准流场变化规律基本一致。型面设计马赫数对出口总压恢复系数影响较小。 展开更多

关键词 基准流场 内收缩进气道 马赫数分布 设计参数 宽马赫数

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带预压缩性质的高马赫数内转式进气道设计 被引量：1

7

作者 朱伟 李鹏 +3 位作者 王霄 张堃元 南向军 李永洲 《燃气涡轮试验与研究》 北大核心 2013年第6期53-56,共4页

传统的轴对称基准流场存在两个问题:进气道内收缩比较大,起动性能差;前缘弯曲激波在靠近中心体附近剧烈弯曲,激波损失很大,极有可能造成唇口激波脱体。为此,设计了新型的轴对称基准流场,把较强的前缘激波设计为两道较弱的预压缩激波,显... 传统的轴对称基准流场存在两个问题:进气道内收缩比较大,起动性能差;前缘弯曲激波在靠近中心体附近剧烈弯曲,激波损失很大,极有可能造成唇口激波脱体。为此,设计了新型的轴对称基准流场,把较强的前缘激波设计为两道较弱的预压缩激波,显著提高了进气道喉道的总压恢复系数。模拟结果表明,基于新型轴对称基准流场设计的内转式进气道性能优良,但存在溢流较严重等问题,还需进一步研究。 展开更多

关键词 基准流场 内转式进气道 马赫数分布规律 弯曲激波 反设计 涡轮基组合循环发动机

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基于Busemann压升规律的可控消波内转基准流场设计 被引量：7

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作者 何家祥 金东海 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第5期1168-1175,共8页

通过将经典Busemann设计方法和特征线反设计方法相结合,实现了对基准Busemann流场的气动截短,构建了一种具有基准Busemann流场截短压升规律的可控消波内转基准流场.通过数值模拟对可控消波内转基准流场及其追踪得到的"糖勺"... 通过将经典Busemann设计方法和特征线反设计方法相结合,实现了对基准Busemann流场的气动截短,构建了一种具有基准Busemann流场截短压升规律的可控消波内转基准流场.通过数值模拟对可控消波内转基准流场及其追踪得到的"糖勺"型进气道进行了无黏验证分析.结果表明:特征线和CFD计算结果相吻合,可控消波内转基准流场设计合理可行.该基准流场继承了Busemann设计方法的高效压缩特性,且反射激波得到有效控制,基本实现消波,性能优于传统的截短Busemann流场.在设计点马赫数为7条件下,喉部截面参数均匀,增压比为18.32,总压恢复系数为0.878,压缩效率为0.936,隔离段内几乎无损失,出口气流匀直,气流角均在±0.4°以内.流线追踪得到的"糖勺"型进气道出口形状更加饱满,流动特征与可控消波内转基准流场基本一致. 展开更多

关键词 高超声速 BUSEMANN进气道 内转进气道 基准流场 反设计 特征线

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马赫数3～6宽速域内转进气道优化设计 被引量：3

9

作者 代春良 孙波 张堃元 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第10期2191-2202,共12页

基于对轴对称基准流场参数化研究选取半径适当小的可变中心体,再对其他设计参数进行灵敏度分析,得到设计参数对基准流场整体性能的影响规律,系数c的影响最为明显,同时各个设计参数之间耦合效应影响也很大。运用样本数据库,构建相应的神... 基于对轴对称基准流场参数化研究选取半径适当小的可变中心体,再对其他设计参数进行灵敏度分析,得到设计参数对基准流场整体性能的影响规律,系数c的影响最为明显,同时各个设计参数之间耦合效应影响也很大。运用样本数据库,构建相应的神经网络近似模型并结合邻域培植多目标遗传算法对轴对称基准流场在马赫数为6时进行三目标优化,优化后的基准流场内收缩比降低了17.7%,总压恢复系数提高了2.3%,并且静压比提高了7.1%。基于此优化结果,进行内转进气道型面设计并对其在马赫数为3~6条件下黏性数值模拟,结果表明:优化后的内转进气道在马赫数为3工作时能够正常起动,在马赫数为4~6工作时,进气道有较高的压缩量,较好的流量捕获能力和总压恢复性能。 展开更多

关键词 马赫数3~6宽速域 内转进气道 轴对称基准流场 灵敏度分析 优化设计

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壁面压力可控的基准流场设计参数影响研究与优化设计

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作者 徐锦 罗金玲 戴梧叶 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第8期1732-1740,共9页

根据有旋特征线理论,设计了沿程壁面压力分布可控的轴对称基准流场,分析了Ma=6.5状态基准流场的设计参数(包括壁面前缘压缩角、中心体半径和壁面压升规律等)的影响规律。结果表明:前缘压缩角的增大会使基准流场的增压比增加、总压恢复降... 根据有旋特征线理论,设计了沿程壁面压力分布可控的轴对称基准流场,分析了Ma=6.5状态基准流场的设计参数(包括壁面前缘压缩角、中心体半径和壁面压升规律等)的影响规律。结果表明:前缘压缩角的增大会使基准流场的增压比增加、总压恢复降低;较小的中心体半径有利于减小内收缩比,提高流场起动性能;壁面压力梯度递增的基准流场的压缩效率高。最后,针对基准流场,建立了多项式响应面模型并利用多目标遗传算法进行优化,根据优化获得的Pareto最优前沿选取两个流场进行比较。和选定的流场长度、出口总压恢复系数基本不变的其中一流场相比较,另一流场的收缩比增加了9.5%,增压比提高了14%,喉道马赫数降低了约3.2%,说明优化结果可为选取性能优良的基准流场提供参考。 展开更多

关键词 高超声速 基准流场 壁面压力规律 响应面模型 优化设计

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非均匀来流的马赫数可控内收缩进气道设计 被引量：2

11

作者 李永洲 孙迪 +1 位作者 王仁华 张堃元 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第12期157-169,共13页

为了满足腹部进气布局高超声速飞行器乘波前体与进气道一体化设计要求,发展了一种来流非均匀的马赫数分布可控内收缩进气道设计方法。在来流马赫数和壁面马赫数分布规律同时给定的前提下,通过有旋特征线法反设计轴对称基准流场,然后结... 为了满足腹部进气布局高超声速飞行器乘波前体与进气道一体化设计要求,发展了一种来流非均匀的马赫数分布可控内收缩进气道设计方法。在来流马赫数和壁面马赫数分布规律同时给定的前提下,通过有旋特征线法反设计轴对称基准流场,然后结合流线追踪技术生成圆形进口内收缩进气道,同时与传统基于均匀来流设计的内收缩进气道进行对比。数值仿真结果表明:非均匀来流的基准流场结构与设计预期一致,可以实现对整个流场的马赫数分布控制,且其压缩效率高于传统均匀来流设计的基准流场。设计点时非均匀来流设计的进气道保持了基准流场的波系结构并实现了全流量捕获。有黏时非均匀来流设计的进气道总体性能较高且高于同样来流条件下均匀来流设计的进气道。该设计方法可行,为高超声速乘波前体与进气道一体化设计提供了一种新途径。 展开更多

关键词 高超声速进气道 非均匀来流 基准流场 马赫数 一体化设计 流线追踪

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基于内锥和中心体表面流动参数分布的轴对称基准流场反设计 被引量：4

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作者 汤飘平 苏纬仪 张堃元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第8期1709-1716,共8页

为了合理控制内锥面压缩强度的份额、提高进气道压缩效率,提出了一种内锥面中间段压缩较缓的新型马赫数减速规律,结果表明新型马赫数减速规律的单位压比压缩损失相对于反正切马赫数分布降低了20%。为了进一步改善基准流场,提出了基于流... 为了合理控制内锥面压缩强度的份额、提高进气道压缩效率,提出了一种内锥面中间段压缩较缓的新型马赫数减速规律,结果表明新型马赫数减速规律的单位压比压缩损失相对于反正切马赫数分布降低了20%。为了进一步改善基准流场,提出了基于流动角分布可控的中心体反设计方法,实现了内锥面马赫数分布和中心体表面流动角分布双重可控的基准流场反设计。此外,还研究了该基准流场对内转进气道性能的影响。结果表明,通过中心体表面流动角分布反设计中心体构型可显著降低基准流场压缩损失,相比于等直中心体损失至少降低了34%,从而提高了内转进气道性能。 展开更多

关键词 高超内转进气道 马赫数减速规律 轴对称基准流场 反设计 流动角分布

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