导读:本文包含了超燃冲压进气道论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:发动机,气道,数值,超声速,声速,性能,目标。
超燃冲压进气道论文文献综述
马乐[1]（2019）在《超燃冲压发动机进气道波系配合设计》一文中研究指出超燃冲压发动机型面设计影响到发动机性能的优劣。针对超燃冲压发动机的启动以及持续燃烧所需马赫数要求,在保证总压恢复比,进气道出口马赫数及总温的前提下,选出设计的最优解,并进行流场数值模拟,分析设计结果的理论可行性。(本文来源于《北京力学会第二十五届学术年会会议论文集》期刊2019-01-06）
吕重阳,宋文艳,刘彬[2]（2018）在《试验气体污染对超燃冲压发动机进气道起动性能影响研究》一文中研究指出针对超燃冲压发动机地面试验效应问题,采用数值模拟方法研究了试验气体污染组分H_2O/CO_2对发动机起动性能的影响。超燃冲压发动机的设计工况为飞行马赫数Ma=6.0,飞行高度H=26km,来流采用匹配总温、总压、马赫数方案,模拟以煤油和酒精为燃料的加热器出口含污染组分H_2O/CO_2的污染气体。研究结果表明:来流污染对进气道的外压波系的的影响很小,激波系形状几乎不受来流污染组分的影响;在同一马赫数下,同一当量油气比时,纯净空气来流条件下燃烧引起的反压高于污染来流,在不同马赫数下,同一当量油气比时,污染来流马赫数越低,隔离段中激波串扰动的位置更靠前;相同当量油气比时,与污染来流相比较,纯净空气来流条件下发动机更容易发生进气道不起动;相对于纯净空气来流条件,在污染空气来流条件下发动机的进气道不起动当量油气比较高,发动机工作范围较宽。(本文来源于《中国航天第叁专业信息网第叁十九届技术交流会暨第叁届空天动力联合会议论文集——S03吸气式与组合推进技术》期刊2018-08-22）
高勇刚,刘洋,张晨曦[3]（2017）在《固体火箭超燃冲压发动机进气道优化设计》一文中研究指出本文采用一维气动设计、二维校验、叁维性能评估的设计方法,对飞行工况为H=25km,Ma_0=6采用二楔四波系的超燃冲压发动机进气道进行了设计研究。采用等强度激波理论,基于一维气体动力学分析方法对二元混压式高超声速进气道/隔离度的设计进行了探索,采用多目标优化方案,完成了进气道压缩斜面的楔角的优化配置,以总压恢复系数为优化目标,得到了唇口折转角的最优解,给出了进气道/隔离段的优化配置尺寸。最终确定的唇口折转角度以及波系组合,使得进气道结构简单,性能优越。本文所采用的多目标优化激波系的配置设计方法,对于进气道的初步设计具有很好的适用性。(本文来源于《中国航天第叁专业信息网第叁十八届技术交流会暨第二届空天动力联合会议论文集——吸气式与组合推进技术》期刊2017-08-23）
焦子涵,王雪英,邓帆,陈林,彭迪[4]（2016）在《基于超燃冲压发动机的前体/进气道一体化选型设计》一文中研究指出以超燃冲压发动机为动力的吸气式高超声速飞行器设计面临内外流一体化的设计问题,内外流一体化设计的主要设计内容是前体/进气道一体化设计和后体/尾喷管一体化设计。以一种吸气式高超声速飞行器总体需求为约束,开展了前体/进气道内外流一体化的选型设计,采用计算流体力学(Computing Fluid Dynamics,CFD)方法,研究了常规等强度平面压缩前体、变强度配波前体以及部分侧板方案前体等3种不同前体/进气道构型的气动力特性和进气道内流性能,分析比较了叁个设计方案典型状态下的气动特性。结果表明:1)设计点状态下(Ma=6.0,α=4°,β=0°)叁种前体/进气道构型的流量系数、总压恢复系数等性能指标均满足总体指标要求,在低马赫数状态(Ma=4.0,α=4°,β=0°)下均能实现自起动;2)常规前体/进气道构型方案外压波系汇聚强激波入射内通道,易引起激波/边界层干扰、热烧蚀等问题,而变强度压缩面配波前体和唇口斜切的组合形式能够使得前体压缩面各纵向剖面的外压缩激波均与进气道唇罩前缘保持贴口状态,避免了该问题的发生;3)侧板的设置对前体/进气道的流动结构带来了显着影响,该方案在前体/进气道的气动力特性和进气道流量特性方面均具有一定优势,但侧板的存在增加了前体的热防护负担,使得该方案的工程实用性受到较大的挑战。(本文来源于《第九届全国流体力学学术会议论文摘要集》期刊2016-10-20）
李彪,魏志军,迟鸿伟,王宁飞[5]（2016）在《进气道内压缩比对固体燃料超燃冲压发动机性能的影响》一文中研究指出为研究固体燃料超燃冲压发动机进气道与燃烧室的匹配特性,以飞行马赫数为6、飞行高度为25km为设计点对发动机各部件进行初步设计,采用数值模拟方法计算了一系列具有不同进气道内收缩比的发动机模型.结果表明:在保持燃烧室结构不变的条件下,发动机推力与比冲随进气道内压缩比增大开始显着下降,随后小幅上升;在保持燃烧室入口面积扩张比不变的条件下,发动机总体性能随进气道内收缩比的增大而提高.在满足进气道起动与燃烧室火焰稳定的前提下,发动机设计应采用尽可能大的进气道内收缩比与尽可能小的燃烧室入口面积扩张比.(本文来源于《航空动力学报》期刊2016年02期）
高峰,何至林,王宏宇[6]（2015）在《超燃冲压发动机进气道内流特征及性能数值模拟》一文中研究指出为研究不同来流马赫数、进气道出口反压、攻角以及壁面温度等参数对进气道内流特征及性能的影响,利用Fluent软件对超燃冲压发动机进气道内流场进行数值模拟。结果表明,来流马赫数小于设计马赫数时,产生溢流,且马赫数越小,溢流越大;随着反压的增大,进气道隔离段下游有明显激波串形成且不断向上游推进,导致总压恢复系数减小;攻角对进气道性能的影响与来流马赫数的影响具有一定的相似性;壁面冷却对进气道附面层发展及入口处分离包的形成有着重要的影响。(本文来源于《弹箭与制导学报》期刊2015年03期）
杜宪,郭迎清,张宇飞,薛薇[7]（2014）在《超燃冲压发动机进气道特性及传感器选择研究》一文中研究指出针对超燃冲压发动机进气道状态监测系统的需求,通过对超燃冲压发动机进气道进行二维流场数值模拟,得到了超燃冲压发动机进气道在不同马赫数、不同反压下的数值模拟结果,进而通过分析进气道从起动状态到不起动状态下的壁面静压分布特性,给出了进气道起动状态的初步判断准则。在确定了进气道监测参数的基础上,将可拓学理论用于超燃冲压发动机传感器选型中,建立了超燃冲压发动机传感器选型的综合评价方法,并以压力传感器选型算例验证了该方法的可靠性。该研究为超燃冲压发动机参数测量方案制定和状态监测系统设计提供参考。(本文来源于《航空工程进展》期刊2014年03期）
李斌[8]（2013）在《超燃冲压发动机进气道的数值模拟研究》一文中研究指出目前高超声速飞行器的研究已经逐渐步入高潮。高超声速进气道/隔离段为超声速冲压发动机燃烧室提供稳定高质量且适用于燃烧的气流，对实现高超声速飞行起着关键作用，其性能直接影响燃烧室的燃烧。本文先对数值模拟方法进行了阐述，给出了本文所使用的数值计算方法和软件，本文选用FLUENT软件，采用有限体积法、隐式的二阶迎风格式、密度求解器（Density Based），采用AUSM+格式，层流粘性系数采用Sutherland公式，湍流模型采用Spalart-Allmaras（S-A）模型；本文还介绍了所采用的数值计算的流程与方法，前处理采用GAMBIT软件进行几何建模和网格划分，用FLUENT软件进行数值计算及后处理结果输出。本文对不同来流情况下的进气道/隔离段进行了二维流场数值模拟，结果首先与NASA的试验数据进行对比，说明了本文所使用的计算程序对超声速进气道/隔离段流场是适用的。数值计算得到了在非均匀气流下超声速进气道/隔离段的流场及其性能，分析了不同来流马赫数及非均匀来流条件下其对进气道/隔离段的影响及改进。数值仿真结果表明马赫数提高会降低冲压发动进气道的性能，激波反弹角增大，隔离段入口处附面层分离区增大，非均匀来流也使其总压恢复系数下降，出口畸变升高，对冲压发动机进气道和隔离段的性能造成很大影响。本文通过对隔离段入口处的上下壁面的调整，并数值计算出改进后进气道性能参数的规律变化，得到最佳的改进型模型Model B，计算结果表明改进后的进气道/隔离段（Model B）在非均匀来流下流场更加稳定，抗扰动能力更强。在气动性能方面，虽然改进后的进气道/隔离段出口总压畸变指数及出口马赫数变化不大，但总压恢复系数提高13%，这使得发动机推力上升，油耗下降。最后，本文计算并分析了进气道在不同飞行攻角条件下的流场情况，结果表明Model B具有更好的攻角适应性。(本文来源于《湘潭大学》期刊2013-06-08）
王青,谷良贤,龚春林[9]（2012）在《超燃冲压发动机变结构进气道设计》一文中研究指出针对超燃冲压发动机宽马赫数、攻角范围内高性能工作要求,建立了基于多目标优化的变结构进气道设计方法,获得了进气道结构随马赫数和攻角变化的调节规律。以总压恢复系数、压升比和阻力系数为优化目标,以二维混压式进气道为对象,采用遗传算法进行了基准进气道优化设计,得到Pareto非劣解;以一组Pareto非劣解为基准,在不同马赫数和攻角下进行了进气道变结构优化设计,拟合得到进气道结构随马赫数和攻角变化曲线。仿真结果证实了理论分析的正确性,并发现进气道变结构实现了发动机大范围内高性能工作;进气道高度可变,使得发动机在亚燃和超燃模态均能正常起动和稳定工作;以高马赫数作为设计马赫数,变结构设计后,发动机性能提高。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2012年06期）
余安远,杨大伟,吴杰[10]（2012）在《超燃冲压进气道激波振荡预测数值研究》一文中研究指出提出了一种预测超燃冲压进气道是否发生激波振荡的数值技术,通过对其开展某进气道Ma6有节流时的考核和某进气道在Ma3～4时无节流的考核表明,该预测技术不但能够预测进气道激波振荡的发生,还获得了激波振荡的幅值与振荡范围。尽管无法预测激波振荡的频域特性,但该技术能够预测激波振荡是否发生,并且在预测时间上的具有优势,在预测振荡幅值及范围上具有足够的准度。(本文来源于《第十五届全国激波与激波管学术会议论文集（上册）》期刊2012-07-13）
超燃冲压进气道论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
针对超燃冲压发动机地面试验效应问题,采用数值模拟方法研究了试验气体污染组分H_2O/CO_2对发动机起动性能的影响。超燃冲压发动机的设计工况为飞行马赫数Ma=6.0,飞行高度H=26km,来流采用匹配总温、总压、马赫数方案,模拟以煤油和酒精为燃料的加热器出口含污染组分H_2O/CO_2的污染气体。研究结果表明:来流污染对进气道的外压波系的的影响很小,激波系形状几乎不受来流污染组分的影响;在同一马赫数下,同一当量油气比时,纯净空气来流条件下燃烧引起的反压高于污染来流,在不同马赫数下,同一当量油气比时,污染来流马赫数越低,隔离段中激波串扰动的位置更靠前;相同当量油气比时,与污染来流相比较,纯净空气来流条件下发动机更容易发生进气道不起动;相对于纯净空气来流条件,在污染空气来流条件下发动机的进气道不起动当量油气比较高,发动机工作范围较宽。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
超燃冲压进气道论文参考文献
[1].马乐.超燃冲压发动机进气道波系配合设计[C].北京力学会第二十五届学术年会会议论文集.2019
[2].吕重阳,宋文艳,刘彬.试验气体污染对超燃冲压发动机进气道起动性能影响研究[C].中国航天第叁专业信息网第叁十九届技术交流会暨第叁届空天动力联合会议论文集——S03吸气式与组合推进技术.2018
[3].高勇刚,刘洋,张晨曦.固体火箭超燃冲压发动机进气道优化设计[C].中国航天第叁专业信息网第叁十八届技术交流会暨第二届空天动力联合会议论文集——吸气式与组合推进技术.2017
[4].焦子涵,王雪英,邓帆,陈林,彭迪.基于超燃冲压发动机的前体/进气道一体化选型设计[C].第九届全国流体力学学术会议论文摘要集.2016
[5].李彪,魏志军,迟鸿伟,王宁飞.进气道内压缩比对固体燃料超燃冲压发动机性能的影响[J].航空动力学报.2016
[6].高峰,何至林,王宏宇.超燃冲压发动机进气道内流特征及性能数值模拟[J].弹箭与制导学报.2015
[7].杜宪,郭迎清,张宇飞,薛薇.超燃冲压发动机进气道特性及传感器选择研究[J].航空工程进展.2014
[8].李斌.超燃冲压发动机进气道的数值模拟研究[D].湘潭大学.2013
[9].王青,谷良贤,龚春林.超燃冲压发动机变结构进气道设计[J].固体火箭技术.2012
[10].余安远,杨大伟,吴杰.超燃冲压进气道激波振荡预测数值研究[C].第十五届全国激波与激波管学术会议论文集（上册）.2012
论文知识图
