Bump进气道设计与试验研究_杨应凯

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火箭冲压发动机空气进气道性能的实验研究

火箭冲压发动机空气进气道性能的实验研究本文以火箭冲压发动机空气进气道性能为研究对象，旨在探究进气系统在负荷变化时的动态性能。

研究采用基于一维流体计算的非定常数值模拟，将系统在历程运行状态的进气系统性能与理想工况的性能进行比较并进行验证，并分析系统不同参数的影响，探讨了不同负荷条件下的进气系统性能变化情况。

摘要：本文分析了火箭冲压发动机空气进气道性能，采用基于一维流体计算的非定常数值模拟方法对进气系统在历程运行状态的性能进行模拟，进而探讨了不同负荷条件下的进气系统性能变化情况，为火箭冲压发动机优化空气进气道性能提供了参考意义。

关键词：火箭冲压发动机、空气进气道、非定常数值模拟、性能变化基于一维流体计算的非定常数值模拟方法可以为火箭冲压发动机优化空气进气道性能提供重要参考。

通过数值模拟，可以准确地获得火箭冲压发动机空气进气道的性能特点，从而进行故障诊断和系统参数的优化设计。

此外，该模型还可以提供实时的运行参数及其数据，快速反映运行状况，避免因系统持续运行而导致的损害或系统损坏，从而提高运行安全性和可靠性。

此外，通过数值模拟，可以进一步研究火箭冲压发动机空气进气道的设计工艺参数，优化内部结构，以及影响性能的其他参数，以达到最大效率并优化流量选择，同时有效提升运动性能。

通过数值模拟，可以深入研究火箭冲压发动机空气进气道的参数，探究进气系统在不同负荷条件下的动态性能，快速实现参数的优化设计，同时有效消除噪声并保护环境，从而更好地满足火箭冲压发动机的多种性能需求。

为了更好地利用以上技术，采用详细的计算流程可以更好地优化火箭冲压发动机空气进气道性能。

首先，需要确定进气系统的基本参数，如尺寸、结构，以及系统内部体积等。

然后，可以建立一维流体模型来进行计算，对系统运行状态的进气系统性能及理想工况的性能进行计算并比较，充分检验和证实其正确性。

此外，通过研究不同参数的影响，有助于深入了解系统的功能，提高优化精度。

此外，通过数值模拟，我们可以快速反映系统性能，及时发现存在的问题，从而有效地避免由于运行不当产生的系统损坏，减少维护和保养成本。

《汽车试验学》课程思政元素的发掘、凝练与植入探析

AUTOMOBILE EDUCATION | 汽车教育1　引言2020年６月１日，教育部关于印发《高等学校课程思政建设指导纲要》的通知，明确了在高等学校开展课程思政建设的教育理念。

《纲要》明确，“今后要在所有高校、所有学科专业全面推进课程思政建设，建设成效纳入“双一流”成效评价、学科评估等。

”[1]《纲要》指出，“全面推进高校课程思政建设是深入贯彻习近平总书记关于教育的重要论述和全国教育大会精神、落实立德树人根本任务的战略举措，高校要深化教育教学改革，充分挖掘各类课程思想政治资源，发挥好每门课程的育人作用，全面提高人才培养质量。

”[2]课程思政与思政课程不同，课程思政是高校在公共基础课程、专业教育课程、实践类课程中，在课堂上通过教学内容的丰富和教学方法的改革与创新，在传授专业课程知识的同时，适宜的引入相关思政元素，进而向学生传授符合社会主义核心价值观要求的思想、伦理、道德与职业观，潜移默化的引导学生做“三有”时代新人，是全员、全程、全方位育人在教学中的体现。

当前，课程思政建设已成为高校提高教学效果、培育符合时代要求高层次人才的教学改革的一个重要方向与方法。

《纲要》中对理工、工学类专业课程开展课程思政的要求即“要在课堂教学中把马克思主义立场观点方法的教育与科学精神的培养结合起来，提高学生正确认识问题、分析问题和解决问题的能力；黄锋　吴孟武　杨灿　邓小禾武汉理工大学汽车工程学院　湖北省武汉市　430070摘要：课程思政作为一种全新的教育理念，在高校各类型课程中的应用，是实现高校全员育人、全程育人、全方位育人的重要途径，也是高校践行“立德树人”根本任务的应有之义。

专业课程作为课程思政建设的基本载体，如何达到有效的育人效果，是每位专业课教师都应该思考的。

文章以《汽车试验学》课程为例，针对课程特点，挖掘其蕴含的思政元素，优化教学方式方法，力求为专业课程和“课程思政”有机融合寻找适合的切入点、探析思政元素植入的有效途径，以期为汽车专业相关课程融入课程思政教学提供参考。

半导体桥火工品的防静电与防射频设计

图３集成型ＳＣＢ火工品等效电路图
Ｆｉｇ. ３ＥｑｕｉｖａｌｅｎｔｃｉｒｃｕｉｔｏｆｔｈｅｉｎｔｅｇｒａｔｅｄＳＣＢｉｎｉｔｉａｔｏｒ
图５恒流安全实验原理图
Ｆｉｇ. ５Ｐｒｉｎｃｉｐｌｄｉａｇｒａｍｏｆｃｏｎｓｔａｎｔｃｕｒｒｅｎｔｔｅｓｔ
传递到ＮＴＣ热敏电阻上ꎬＮＴＣ热敏电阻受热ꎬ电阻
ＴＶＳ) 二极管 [６￣７] 等ꎮ 防护原理为:二极管并联于被
保护器件ꎻ常态下的二极管处于开路状态ꎻ当二极管
１－硅基底ꎻ２－二氧化硅ꎻ３－多晶硅ꎻ４－桥区ꎻ５－电极ꎮ
两端经受瞬间高能量冲击时ꎬ二极管会瞬间响应ꎬ由
图１ＳＣＢ芯片示意图
高阻值开路状态转为低阻值通路状态ꎬ此时ꎬ形成一
电能量通过旁路放掉ꎬ 从而保证ＳＣＢ电阻桥的
硅绝缘层ꎬ表层为磷掺杂形成的多晶硅层ꎬ多晶硅层
层共同决定ꎮ 制备好的芯片电阻范围为 ( １. ００ ±
０. １５) Ωꎬ芯片示意图如图１所示ꎮ
将制备好的ＳＣＢ芯片封装入带有凹槽的陶瓷
塞中ꎮ陶瓷塞外径为６ｍｍꎬ内部有凹槽ꎬ凹槽两边
③南京军事代表局驻蚌埠地区军事代表室( 安徽蚌埠ꎬ２３３０００)
[摘要] 为提高半导体桥( ＳＣＢ) 火工品的防静电与防射频的双防能力ꎬ将静电加固器件瞬态电压抑制( ＴＶＳ) 二
极管和射频加固器件负温度系数( ＮＴＣ) 热敏电阻同时集成入ＳＣＢ火工品的结构中ꎬ并研究了上述组合器件对ＳＣＢ
是指利用半导体膜或金属￣半导体复合膜作为发火
元件的火工品
[１]
ꎬ具有可靠性高、成本低及安全性
高等特点ꎮ 近年来ꎬ战场信息化程度越来越高ꎬ无线

基于响应面模型的二维高超声速进气道优化

基于响应面模型的二维高超声速进气道优化
吴先宇;罗世彬;陈小前;王振国
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2007(028)005
【摘要】建立了二维高超声速进气道的响应面模型,样本点设计矩阵采用拉丁超立方试验设计法构造,样本数据通过二维粘性NS方程计算高超声速进气道流场来获得.基于进气道响应面模型,对进气道进行了多目标优化,优化后进气道在设计态和非设计态时均提高了总压恢复系数、流量系数和压升比,但也增大了阻力系数,总体上进气道综合性能有明显改善.计算表明,基于响应面模型的优化策略,能够满足进气道流道优化对计算精度和计算量的要求.运用多学科设计优化软件框架iSIGHT作为建模和优化的辅助工具,提高了优化设计的实现效率.
【总页数】6页(P1127-1132)
【作者】吴先宇;罗世彬;陈小前;王振国
【作者单位】国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073;国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073;国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073;国防科技大学航天与材料工程学院,长沙,410073
【正文语种】中文
【中图分类】V434
【相关文献】
1.基于再起动特性优化的高超声速进气道设计 [J], 游进;夏智勋;刘冰;王登攀
2.二维高超声速进气道设计优化 [J], 施磊;董金钟
3.基于替代模型的高超声速进气道优化 [J], 吴先宇;罗世彬;陈小前;王振国
4.连续伴随方法在二维高超声速进气道优化中的应用 [J], 高昌; 张小庆; 贺元元; 吴颖川; 乐嘉陵
5.二维高超声速进气道优化设计方法研究 [J], 王向转;詹浩;朱军
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飞机快速俯仰机动下Bump进气道的动态特性研究

飞机快速俯仰机动下Bump进气道的动态特性研究杨应凯【摘要】The Bump inlet dynamic characteristics wind tunnel test is introduced.When air-craft pitching maneuver ,the bump inlet performance parameters show periodic change with time, atα>10°,under uppitching,inlet total pressure recovery coefficientσ,integrated total pressure distortion of inlet W ,inlet total pressure circumferential distortion Δσ0 reduce,under down pitch-ing,the above parameters increase,which are less than those under up pitching,and for a pitch period to form a closeloop.The inlet total pressure pulsation average turbulence Tu change littlein the process.%对两侧Bump 进气道进行了动态特性风洞试验研究。

研究表明：飞机做俯仰机动时，进气道相关性能参数随着时间作周期性变化；迎角α＞10°时，上仰过程中，进道总压恢复系数σ、出口总压综合畸变犠、出口总压周向畸变Δσ0降低，下俯过程中则升高，且上仰过程中上述参数值明显小于下俯过程，一个俯仰周期形成一个闭合环路；进气道出口总压脉动平均紊流度犜狌在整个过程中变化不大。

【期刊名称】《实验流体力学》【年(卷),期】2013(000)006【总页数】4页(P39-42)【关键词】进气道动态特性;Bump 进气道;进/发匹配;流场畸变【作者】杨应凯【作者单位】成都飞机设计研究所，成都 610091【正文语种】中文【中图分类】V211.7符号表α 飞机飞行迎角Δσ0 进气道出口总压周向畸变W 进气道出口总压综合畸变W=Δσ0＋Tuσ 进气道总压恢复系数Tu 进气道出口总压脉动平均紊流度Φ进气道流量系数0 引言过失速机动能力是新一代战斗机的基本特征之一。

枭龙飞机Bump进气道设计

２００１１６，Ｃｈｉａ；２ＣｈｅｄｕＡｉｃａｔＤｅｓｇｎｄＲｅｅｒｎｔｔｅ，Ｃｈｎｇｄ，６１４１，Ｃｈｉｎ．ｎｇｒｒｆｉｎａｓａｃｈＩｓｉｕｔｅｕ００ｎａ）
ＡｂｔａｔＡｎａｖｎｅｉｅｔｒｅｓｓｐｒｏｉｉｌｔ（ｕ）ｄｓｇｎｈｎｅｔｏｈｈｎｅ／Ｆ一ｓｒｃ：ｄａｃｄｄｖｒｅｌｓｕｅｓｎｃｎｅｂｍｐｅｉｎａｄｔｅｗｉｄｔｓｆｔｅｔｕｄｒＪ
引
日
少的附面层隔道、放系统和旁路系统，得飞机泄使
在性能、动性、机隐身、构和质量等方面趋于完结美。经过十多年的努力，克希德・丁公司的这洛马
项设计技术已趋成熟，在成功地用Ｆ１并一６战斗机进行试飞验证的基础上（图１ａ）把这项设计见（），技术用在了Ｆ３一５飞机上（图１ｂ）见（）。枭龙飞机为单发轻型战斗机，１００／３架飞机进气道为两侧肋下一级斜板进气道方案，侧的管道两
枭龙飞机Ｂｍｐ进气道设计ｕ
ｍ
南
杨应凯
京№
．
（．京航空航天大学能源与动力学院，京，１０６２成都飞机设计研究所，都，１０１１南南２０１；．成６０４）
摘要航龙飞机先进的无隔道超声速进气道（ｕ）设计和风洞试验进行了分析。结果表明：枭龙飞机：枭对Ｂｍｐ的Ｂｍｐ进气道性能优异，压恢复系数高，ｕ总与斜板进气道比，提高０Ｏ～Ｏ０；．２．４综合畸变指数低，足进／匹配满发要求；且取消了附面层隔道和放气门系统，得飞机阻力小、量轻、靠性高。并使重可关键词：ｕＢｍｐ进气道；压恢复系数；合畸变指数；／匹配总综进Ｋ

一种进气道试验模拟装置及模拟方法[发明专利]

专利名称：一种进气道试验模拟装置及模拟方法
专利类型：发明专利
发明人：巫朝君,李东,徐彬彬,陈陆军,汪军,付华,孙福振申请号：CN202110268613.3
申请日：20210312
公开号：CN112683485A
公开日：
20210420
专利内容由知识产权出版社提供
摘要：本发明适用于风洞试验技术领域，提供了一种进气道试验模拟装置及模拟方法，进气道试验模拟装置包括：模型支撑组件、模型支杆、模型、流量模拟器、模拟器支撑组件、柔性吸气管，其中，所述模型支撑组件通过模型支杆与模型的外周部连接；所述柔性吸气管的一端与模型的出气口连接，所述柔性吸气管的另一端与流量模拟器的进气口连接；所述流量模拟器支撑在所述模拟器支撑组件上，所述模拟器支撑组件可随所述模型支撑组件的调节而自适应调节。

本发明能够提高试验数据质量和试验效率。

申请人：中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所
地址：621000 四川省绵阳市二环路南段6号
国籍：CN
代理机构：北京劲创知识产权代理事务所(普通合伙)
代理人：李康
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脉冲风洞中进气道起动过程试验研究

脉冲风洞中进气道起动过程试验研究
范晓樯;贾地;冯定华;李桦
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2007(28)1
【摘要】在马赫8炮风洞中开展了不同初始真空压力条件下风洞喷管启动过程对侧压进气道启动的影响研究。

通过调节进气道几何收缩比和风洞运行的初始真空压力,完成了收缩比分别为2,4.25,5.56,初始真空压力变化范围为60 Pa^3 kPa的多种工况测压、纹影实验。

实验数据表明,当收缩比较小时,即使初始真空压力很高,甚至严重影响了风洞的有效运行时间,进气道也能够启动;当进气道收缩比较大时,炮风洞喷管启动过程会影响进气道启动,即进气道是否启动受风洞初始真空压力变化而十分敏感。

【总页数】5页(P60-64)
【关键词】高超声速;进气道;炮风洞;实验
【作者】范晓樯;贾地;冯定华;李桦
【作者单位】国防科技大学航天与材料工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】V235.113
【相关文献】
1.超声速脉冲风洞起动过程数值模拟 [J], 张小庆;乐嘉陵;许明恒
2.直连式脉冲燃烧风洞起动过程研究 [J], 张小庆;杨富荣;鲍伟义;乐嘉陵
3.进气道风洞试验分布式流量调节技术研究与试验验证 [J], 李方吉;赵清;樊建超;贾霜;荣祥森;郭民
4.脉冲式燃烧风洞起动特性数值研究 [J], 张小庆;乐嘉陵
5.CFD方法在背负式进气道堵锥风洞试验模型设计中的应用 [J], 邓建;李景虎;朱阿元
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进气道堵盖打开过程数值模拟

进气道堵盖打开过程数值模拟张晓旻;杨石林;李璞【摘要】为获得整体式固冲发动机转级过程中进气道堵盖(包括入口堵盖与出口堵盖)打开过程的流动形态,建立了进气道二维模型,利用Fluent动网格技术和UDF方法,开展了进气道堵盖打开过程非稳态流场研究.结果表明,在入口堵盖打开前,进气道前端形成强烈的弓形激波;在入口打开、出口未开的过程中,沿进气道轴向各监测点压强呈现周期性变化,振荡频率为100 Hz左右,出口堵盖位置压强振荡幅值为0.53 MPa;在出口打开后,补燃室残余热量形成的压强峰导致进气道在短时间内无法起动,随着背压降低至小于进气道再起动反压,进气道完全起动.%In order to obtain the flow pattern in the process of the intake port opening( including entrance cover and exit cover) during transition process for the integral solid propellant ducked rocket (ISPDR).A two dimensional model of intake port is estab-lished.Dynamic mesh technology and UDF method for Fluent software is used.Unsteady numerical simulation of the intake port open-ing process was performed.Simulation results showed that an intense bow shock was formed in front end of the inlet before the en-trance cover opening.The pressure of each monitoring point along the axis direction of inlet had presented the periodic variations dur-ing the inlet entrance clover opening while the exit cover shutting,its oscillation frequency was about 100 Hz,the oscillation ampli-tude of the pressure at the position of exit cover was 0.53 MPa.After the exit cover opening,the inlet can't be started in a short time owing to the pressure peak formed by the residues at afterburning chamber. When the back pressure of chamber dropped toa point that was less than the restarting counter pressure of inlet,the inlet would be completely started.【期刊名称】《固体火箭技术》【年(卷),期】2017(040)003【总页数】7页(P307-312,318)【关键词】进气道;堵盖打开过程;转级过程;数值模拟【作者】张晓旻;杨石林;李璞【作者单位】中国航天科技集团公司四院四十一所,西安 710025;中国航天科技集团公司四院四十一所,西安 710025;中国航天科技集团公司四院四十一所,西安710025【正文语种】中文【中图分类】V435整体式固体火箭冲压发动机转级过程通过进气道入口[1]、出口堵盖[2]来衔接助推段和续航段。

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LU Chang-gen , CAO Wei-dong , QIAN Jian-hua
(College of Environmental Science and Engineering , Hohai University , Nanjing 210098, China)
Abstract :A method for direct numerical simulation of three-dimensional incompressible Navier-Stokes equations has been built up .With the Fourier spectral expansion in the spanwise direction , the compact finite difference and the non-linear terms upwind compact finite difference schemes on non-uniform meshes in the x 、y direction are constructed .The nonreflecting outflow boundary conditions of three-dimensional unsteady fluid flow have been studied and put forward .Besides , an initial theory model for the eddy structures in a laminar boundary layer is proposed in this paper .The non-linear evolution of the eddy structures in a laminar boundary layer has been studied by the method of the direct numerical simulations . It is found that the numerical results of the distribution of Reynolds stress , the formation of high shear layer , the event of ejection and sweeping etc resemble what was observed in the characteristics of the eddy structures of wall region in a turbulence boundary layer .As the problem of non-linear evolution of the eddy structures in a boundary layer is directly simulated , it has shown that the numerical method has a lot of advantages on high accuracy , all right stabilization , fast convergence , and less influence upon the outflow boundary conditions etc ..
图 8a M=1 .8 侧滑角特性(α=0°) Fig.8a Sideslip effect s at M=1 .8(α=0°)
图 6 Bump 进气道在高速风洞试验中 Fig.6 The high speed Bump inlet wind tunnel model
图 7a M=1 .8 攻角特性(β =0°) Fig .7a Angle of attack effects at M =1.8(β =0°)
本文的研究内容以腹部进气为基础 , 对设计方法进行了分析 , 通过 CFD 计算、高速风洞试验及油流试验 , 验证了设计方法的正确性 , 为进气道的设计奠定了基础。
1 Bump 进气道设计原理
Bump 进气道是根据锥型流理论 , 采用乘波原理生成的 , 将一个圆锥体转化为一个等效的压缩曲面 , 其产生的流场仍然为锥型流 , 锥型激波附着在压缩曲面的边缘(见图 2)。由于锥型流本身的特点 , Bump 进气道的压缩曲面上存在法向和横向压强梯度 , 二者的联合作用相当于存在无源附面层吹出装置 , 可将大部分机身附面层吹出进气道口外 , 所以在 Bump 进气道上可以不采取附面层隔道、吹除抽吸措施也能获得较好的性能。
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空气动力学学报第 25 卷
The study of numerical method of Navier-Stokes equations and non-linear evolution of the coherent structure in a boundary layer
2 Bump 进气道的设计
本方案的 Bump 进气道设计为腹部进气 , 机身与进气道采用一体化设计(见图3), 无附面层隔道 , 无
图 5 Bump 进气道油流图(M ∞ =2 .0, α=0°, β =0°) Fig .5 The oil flow pattern(M ∞ =2 .0 , α=0°, β =0°)
图 3 Bump 进气道外形 Fig .3 The Bump i nlet configuration
开展了 CFD 数值计算 , 对 Bump 进气道、前机身流场、进口段和管道内流场进行了模拟 , 其流场压力图谱及鼓包上的流线轨迹见图 4 , 从图中可以看出 , 压缩鼓包上产生了压力梯度 , 将前机身附面层排出进气口外 ;这一点还可以从风洞试验油流图中得到验证 (见图 5)。
第 25 卷第 3 期 2007 年 09 月
文章编号 :0258-1825(2007)03-0336-04
空气动力学学报 ACTA AERODYNAMICA SINICA
Vol.25 , No .3 Sep ., 2007
Bump 进气道设计与试验研究
杨应凯1 , 2
(1.南京航空航天大学 , 江苏南京 210016 ;2.成都飞机设计研究所 , 四川成都 610041)
图 1a 改装 Bump 进气道以后的 F-16 在试飞中 Fig .1a F-16 Bump inlet configuration i n flight
收稿日期 :2006-01-20 ; 修订日期 :2006-05-15. 基金项目 :航空基础科学基金资助(项目号 :01A 11003). 作者简介 :杨应凯(1964-), 男 , 研究员 , 主要从事进气道设计工作 , 南京航空航天大学在读博士研究生 .
图 4 Bump inlet features illustrated with CFD solution
图 2 Bump 进气道“ 乘波” 原理构形 Fig .2 The waverider theory of Bump inlet
3 风洞试验结果分析
对 Bump 进气道进行了高、低速风洞试验 , 试验最大 M 为 2 .0 , 试验模型在风洞中的照片见图 6 。 Bump 进气道攻角性能见图 7 , 图中显示了总压
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空气动力学学报第 25 卷
恢复和综合畸变指数随流量系数的变化 ;图 8 显示了 Bump 进气道的侧滑性能 ;从图中可以看出 , Bump 进气道的攻角性能和侧滑性能随角度的变化不大 , 稳定性好 , 这主要是锥型流的特点所致 ;M =1 .8 时 , 进气道的总压恢复系数高达 0 .9 , 这也是常规固定式进气道很难实现的 , 显示了 Bump 进气道具有优异的气动性能。
摘要 :对一种先进的无隔道超音速进气道(Bump 或者 DSI)进行了设计方法和风洞试验研究。研究表明 :Bump 进气道性能优异 , 并且取消了传统的超音速战斗机进气道设计中的附面层隔道、泄放系统和旁路系统 , 使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高。 Bump 进气道是根据锥型流理论 , 采用乘波原理设计的。即用机身形面去截取锥形流场 , 在此范围内进行压缩面的设计 , 由于锥型波波后产生等熵压缩 , 在压缩面展向形成一定的压力梯度 , 将附面层排出进气道口外。关键词 :Bump 进气道 ;DSI 技术 ;进发匹配 ;综合畸变指数中图分类号 :V212.3 ;V211.7 文献标识码 :A
和厚度 , 从而增加了控制附面层的难度 , 因此 , 其附面层泄放系统相当复杂。为了进一步提高推进系统的性能 , 简化结构 , 洛克希德 .马丁公司于 1990 年初就开始探索一种可以替代传统超音速进气道设计的新方法 , 在他们的研究中最有前景的设计概念就是 :” 无附面层隔道超音速进气道(DSI 或者 Bump)” , 它取消了现在大多数超音速战斗机进气道设计中必不可少的附面层隔道、泄放系统和旁路系统 , 使得飞机在性能、机动性、隐身、结构和重量等方面趋于完美 , 经过十年的努力 , 洛克希德 .马丁公司的这项设计技术已趋成熟 , 并在成功地用 F-16 战斗机进行试飞验证的基础上(见图 1a), 把这项设计技术用在了他们的 JSF 验证机 X-35 上(见图 1b)。
[ 3] 杨应凯 , 等 .JSF X-35 的一绝--无隔道超音速进气道 [ J] .国际航空 , 2001, 8 :13-15.
[ 4] ROE P L , Theory of waverider [ R] .AGARD-LS-42, Vol.1 , 197 2 .
(下转第 350 页)
参考文献 :
[ 1] MCFARLAN J D.Lockheed Martin' s joint strike fighter diverterless supersonic inlet [ M] .National Press Club , 2000, 11.