卫锋
- 作品数：20 被引量：48H指数：4
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- 流线追踪Busemann进气道流场数值计算与试验研究
- 本文针对某构型的流线追踪Busemann进气道在设计状态下的流动特征开展了试验研究和数值模拟，对该构型进气道设计状态下的波系结构、激波/边界层干扰、流量捕获进行了分析。结果表明：进气道处于启动状态;通过试验研究，分析了流...
- 卫锋王翼赵玉新刘卫东王振国
- 关键词：流线追踪进气道数值模拟流场结构
- 文献传递
- 密切曲面锥导乘波体的设计与理论分析被引量：5
- 2021年
- 将密切锥导乘波体技术应用于一般曲面锥流场,以期获得升阻比、容积率更高的密切曲面锥导乘波体。首先,设定不同乘波体后缘激波型线,在两种代表性曲面锥流场内,生成了四种乘波体构型,利用数值方法验证乘波体设计方法可行性;然后构造了三类典型单一控制变量的曲面锥流场,对比分析了对应密切曲面锥导乘波体性能变化规律。研究表明:(1)密切曲面锥导乘波体流面压力分布、后缘激波型线与理论设计吻合,关键位置压力与理论值相对偏差约1%,说明利用密切技术在曲面锥流场中“截取”乘波体的方法是可行的。(2)曲面锥流场控制参数不同,可获得升阻系数、容积率、压缩量增加,升阻比降低的乘波体,也可获得升阻比、容积率增加,升阻系数降低的乘波体。
- 卫锋丁国昊马志成贺旭照
- 关键词：乘波体流场数值模拟
- 密切曲内锥乘波前体进气道低马赫数性能试验研究被引量：8
- 2016年
- 基于密切曲内锥乘波前体进气道的一体化设计方法,生成了内外流匹配的一体化三维乘波前体进气道理论构型。在几何约束条件下,完成了实用化构型设计,其总收缩比4.6,内收缩比2.0。开展了来流马赫数3.0,3.5,4.0条件下的风洞试验研究。试验研究结果表明,一体化前体进气道可以在来流马赫数3.5及以上自起动;在马赫3.5和4.0,攻角0°时,其流量捕获系数分别为0.65和0.73,最大抗反压性能分别为26倍和38倍的来流压力。本文的试验研究结果,证实了设计的一体化密切内锥乘波前体进气道能够在吸气式高超声速飞行器的低马赫数端正常工作,并具备较高的流量捕获系数。
- 周正贺旭照卫锋乐嘉陵
- 关键词：乘波体进气道一体化风洞试验
- 最小波阻锥导乘波体和三维内转式进气道一体化设计被引量：3
- 2022年
- 发展了最小波阻锥导乘波体和三维内转式进气道的一体化乘波体进气道设计新方法,给出了一个设计实例,评估了新型一体化前体进气道在典型状态下的流场结构和性能,验证了设计方法的正确性。文中首先介绍并验证了基于最小阻力理论或其他优化方法的最小波阻锥导乘波体的设计方法,然后介绍了内锥基准流场的设计过程,进一步介绍了流线追踪三维内转式进气道同最小波阻锥导乘波体的一体化设计方法,并对一体化构型在设计状态下的流场结构和流动参数进行了分析评估,结果符合预期。最后评估了新型一体化前体进气道在非设计条件下的性能,结果显示其具有较高的压缩进气效率。这种新型最小波阻锥导乘波体和三维内转式进气道的一体化设计技术,丰富了吸气式高超飞行器的一体化布局方案,可为后续吸气式高超飞行器一体化布局提供设计方法支撑。
- 贺旭照卫锋刘福军陈圣兵
- 关键词：乘波体进气道
- 唇口激波分布可控的高超声速内收缩进气道设计
- 提出了一种采用密切轴对称理论控制唇口激波分布的高超声速内收缩进气道设计方法,并通过数值计算分析了所设计进气道的性能.
- 曲俐鹏卫锋余安远吴颖川
- 全流面乘波前体进气道设计方法被引量：2
- 2022年
- 基于流线追踪的飞行器乘波前体设计和发动机进气道设计已有大量的研究工作,但是高超声速飞行器前体与超燃冲压发动机进气道的一体化设计一直是个难点。为了提高前体进气道整体的总压恢复和流量捕获性能,在前期飞行器乘波前体设计和进气道压缩面流线追踪设计方法的基础上,将整个基准流场分为激波压缩流场和等熵压缩流场,顺序组合,从前体激波、外压缩面到进气道内压缩面、反射激波直到喉道进行无缝连续地流线追踪,实现了全流面乘波前体进气道设计。横向三维曲面生成采用类似密切方法进行控制以实现全流面设计;纵向基准流场的构建由交叉推进特征线方法生成的激波压缩流场和反向Prandtl-Meyer流动生成的等熵压缩流场组合而成,只需输入前缘激波形状与进气道喉道出口约束;所有的控制曲线采用一种四次样条曲线进行描述。这是一种统一的基于内、外锥基准流场的前体进气道设计方法,其主要优点是具有较高的流量系数和总压恢复系数,可广泛用于高超声速飞行器前体进气道内外流一体化设计。
- 吴颖川贺元元卫锋余安远
- 关键词：乘波体流线追踪前体进气道
- 利用渗透边界模型分析三维内转式进气道启动性能被引量：1
- 2017年
- 进气道抽吸区域一般包含大量抽吸孔,这些抽吸孔的网格前处理异常繁复、离散求解及CFD仿真困难。为避免这些问题,利用集成了渗透边界模型的数值仿真软件AHL3D模拟小孔抽吸,获得了小孔抽吸对三维内转式进气道Ma4~6内的启动性能的影响。结果表明:同等条件下,渗透边界与抽吸孔仿真的机体侧壁面压力曲线基本重合,且进气道喉部参数最大差别小于1.5%,说明利用渗透边界模型研究抽吸对进气道启动性能的影响具有可行性;边界层抽吸位于分离泡最高压力点附近时,可实现进气道宽马赫数范围(Ma4~5.5)的启动;Ma5条件下,开孔率在0.1左右,进气道实现启动,且启动后流量抽吸率低于1%;抽吸背压为6.5倍来流静压时,进气道实现启动,启动后流量损失几乎为0,压力分布规律与远场初始化得到的启动流场完全一致。
- 卫锋贺旭照杨大伟秦思
- 关键词：启动性能
- 基于特征线理论的流线追踪内转向进气道设计方法研究
- 随着高超声速推进技术的日益成熟，高超声速内转向进气道以其优良的性能也受到研究者的追捧。而高超声速内转向进气道的设计关键是基准流场的设计。本文以有旋的轴对称特征线理论为基础，发展了一种双激波轴对称基准流场的设计方法，这种基...
- 卫锋
- 关键词：高超声速进气道流线追踪数值模拟
- 文献传递
- 一种流线追踪轴对称曲面锥流场的双后掠乘波体设计方法
- 本发明属于高超声速飞行器空气动力学外形设计领域，公开了一种流线追踪轴对称曲面锥流场的双后掠乘波体设计方法，通过给定基本型线和参数，计算生成双后掠轴对称曲面锥流场，在双后掠轴对称曲面锥流场的后缘截面，根据双后掠乘波体的宽度...
- 卫锋贺旭照贺元元吴颖川马志成丁国昊张俊韬秦思
- 几何约束下的新型乘波前体进气道一体化设计和实验研究
- 基于密切曲内锥乘波前体进气道的一体化设计方法,生成了内外流匹配的一体化三维乘波前体进气道理论构型.在几何约束条件下,完成了实用化构型设计,其总收缩比为4.6,唇口到喉道的内收缩比为2.0.开展了来流马赫数3.0、3.5、...
- 贺旭照周正卫锋秦思乐嘉陵
- 关键词：超燃冲压发动机
- 文献传递
