谢旅荣
- 作品数：55 被引量：124H指数：8
- 供职机构：南京航空航天大学更多>>
- 发文基金：国家高技术研究发展计划国家自然科学基金中央高校基本科研业务费专项资金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术文化科学自动化与计算机技术动力工程及工程热物理更多>>
- 双下侧布局二元超声速进气道掺混气动特性被引量：12
- 2007年
- 针对一种冲压发动机用设计飞行马赫数范围为2.5～3.5的双下侧布局二元超声速进气道掺混气动特性开展了高速风洞实验和一体化数值仿真研究。研究结果表明：（1）在混和段内气流是通过两股气流的撞击以及横截面上二次流形成的旋涡不断掺混的,这也是混和段气流损失的主要原因。采用二元进气道的双下侧布局在整个混和段内气流除了在射流区内不均匀外,在1.5D截面至掺混段出口截面4.5D处慢慢趋向均匀。（2）掺混段出口截面与进气道出口截面总压恢复系数变化规律一致。随着来流马赫数和侧滑角的增大,掺混段出口截面总压恢复系数均是逐渐下降,而随着迎角的增大其总压恢复系数是提高的。（3）导流段损失和混和段损失均随着来流马赫数和侧滑角的增大而增大,整个掺混段损失增大。而随着迎角的增大,由于导流段损失逐渐下降,混和段损失变化不大,所以整个掺混段损失是降低的。（4）随着导流角的增加,进气道的总压恢复系数几乎未受影响,而掺混段的总压损失呈线性提高。研究范围内随着导流角的增大,气流导流段的总压损失几乎不变的,而由于径向速度分量增大,混和段损失增加,同时掺混出口截面承受反压能力降低。
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- 关键词：冲压发动机二元超声速进气道
- 双下侧定几何二元混压式进气道的流场特征和气动性能分析被引量：7
- 2011年
- 针对一种冲压发动机用双下侧布局二元混压式进气道,利用经过试验验证的数值方法分析其流场特征和气动性能。研究结果表明:1)在高于起动马赫数2.25下一定反压范围内,由于气动喉道的出现使结尾激波系可以停留在收缩通道内;2)随着来流马赫数的增大,进气道的总压恢复系数下降;而流量系数先上升,当激波贴口后基本保持不变;3)在一定迎角范围内,进气道的总压恢复系数和流量系数提高,但当迎角增大至进气道不起动时,随着迎角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数基本不变;4)随着侧滑角的增大,两侧进气道总压恢复系数均是下降的。
- 谢旅荣郭荣伟
- 关键词：冲压发动机二元进气道数值仿真流场特性气动特性
- 定几何混压式轴对称超声速进气道气动特性数值仿真和实验验证被引量：32
- 2007年
- 针对一种马赫数为4一级的定几何混压式超声速轴对称进气道进行了数值仿真研究,并和风洞试验结果进行对照,验证了本文所采用计算方法的可靠性。利用CFD方法获得了进气道激波系分布、内通道流场分布和沿程静压分布,并对Ma=4下稳定亚临界状态进行了分析。研究结果表明:①超临界状态下,随着进气道出口反压的提高,结尾激波系向喉道方向移动,结尾激波损失减小,总压恢复系数提高;②迎角的增加对进气道的迎风侧和背风侧影响增大,结尾激波系由对称分布向一边倾斜的趋势增大,背风侧的承受反压能力下降,总压恢复系数随之下降;③随着来流马赫数的增加,激波损失加大,总压恢复系数随之下降,同时由于激波角变小,激波也越靠近外唇罩,溢流减小,流量系数增大,在激波贴口后流量系数基本保持不变;④通道内的静压分布曲线清晰地反映了内通道沿程激波系情况;⑤在大于贴口马赫数工作时,结尾激波系被推出唇口的情况下,由于滑流层作用出现一个类似外压缩式的气动通道,从而存在稳定的亚临界状态。
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- 关键词：航空航天推进系统轴对称进气道内流场
- 超声速进气道加速/减速过程起动/不起动现象研究被引量：7
- 2015年
- 为了研究加速/减速过程中超声速进气道的起动/不起动现象,对二元超声速进气道的二维流场进行了定常/非定常数值模拟.分析了在来流马赫数为1.75~2.05范围内4种不同加速度绝对值对进气道气动性能的影响,并对定常/非定常模拟方法的结果进行了对比.结果表明：与定常模拟时相比,非定常数值模拟时进气道的流场特征在加速起动过程中和减速不起动过程中均存在明显的滞后现象,且加速度绝对值越大,滞后现象越明显;非定常模拟时的进气道处于起动状态时,其气动性能存在迟滞现象;当加速度绝对值一定时,进气道起动过程耗费的时间大于不起动过程耗费的时间.
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- 关键词：超声速进气道非定常起动不起动
- 内并联型TBCC进气道方案设计及验证被引量：16
- 2012年
- 提出了一种带可变几何泄流腔的内并联型涡轮基组合循环(TBCC)进气道设计方案.介绍了进气道的总体设计思路,给出了进气道的设计马赫数、转级马赫数及飞行轨迹,对不同来流条件下进气道的工作方式以及全马赫数范围进气道型面调整的安排进行了论述,确定了进气道主要气动参数与型面参数的选取原则.通过数值模拟和高速风洞试验的手段,对进气道设计方案的可行性进行了验证.数值模拟结果表明:当Ma0≤2.5时,进气道的总压恢复系数均在0.8以上,当2.5
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- 关键词：组合发动机进气道风洞试验
- 一种拥有气动压缩型面的定几何二元超声速进气道
- 本发明公开了一种拥有气动压缩型面的定几何二元超声速进气道，包括对称设置的上、下壁面、对称设置的两个侧壁面，上、下壁面及两个侧壁面共同围成内通道以及自内通道向后延伸的扩张段，其特征在于，所述上下壁面的外侧形成与内通道共同自...
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- 文献传递
- 高超飞行器前缘非对称设计方法
- 一种高超声速飞行器前缘非对称设计方法，属于高超飞行器设计技术领域，其特征包括唇罩前缘(1)与压缩面前缘(2)设计步骤。唇罩前缘设计步骤：作垂直于相互平行的第一、第四型线的辅助线；以R<Sub>L</Sub>＝d对辅助线与...
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- 文献传递
- 一种基于构造局部压差扰动的高超声速前体转捩控制方法
- 一种基于构造局部压差扰动的高超声速前体转捩控制方法，其特征在于，包括进气道前体和高压气源；该方法包括以下步骤：压力扰动的构建和压力扰动的强度和安装位置选择；在已知进气道前体自然转捩位置以及前体表面的压力分布的条件下，在自...
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- 一种高超声速进气道
- 本发明公开了一种高超声速进气道，包括进气道主体、进气道唇罩，回流通道，所述回流通道包括回流通道进口、回流通道出口以及联接回流通道进口和回流通道出口的等截面引流管路。本发明高超声速进气道的工作原理是：利用进气道不起动时进口...
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- 文献传递
- 一种高超声速进气道前体边界层转捩的判断方法及系统
- 本发明提供了一种高超声速进气道前体边界层转捩的判断方法及系统。通过基于间歇因子转捩模型模拟高超声速进气道前体流场，获取高超声速条件下的进气道前体的间歇因子分布流场；结合间歇因子分布情况选取合适的间歇因子数值作为判断转捩的...
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