导读:本文包含了变几何论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:2元变几何进气道,超燃冲压发动机,乘波前体,数值模拟
变几何论文文献综述
俞宗汉,谢业平,黄国平,蒲永彬,李乾[1]（2019）在《基于乘波前体的2元TBCC变几何进气道一体化设计》一文中研究指出针对空天飞行器"地面起动-高速巡航"的宽马赫数飞行的设计需求,结合乘波体提高升阻比及2元进气道型面调节简单可实现的优势,设计了1种基于乘波前体的2元TBCC变几何进气道,并对不同工作状态下的2元进气道进行了数值模拟与分析计算。所用进气道的总偏转角为23°,唇口角为10°,可有效抑制溢流阻力。数值模拟结果表明:在飞行马赫数为2.0～4.0时,变几何进气道均能成功起动,流量系数在0.60以上,进气道的总压恢复系数为0.47～0.85,气动性能良好。同时,对过渡模态下的2元TBCC进气道进行数值模拟分析,探究了不同的流量分配方案对进气道性能的影响,发现随着流量比的增大,冲压通道出口的气动性能提升,流量系数和总压恢复系数均增大。(本文来源于《航空发动机》期刊2019年06期）
乐婷[2]（2019）在《内并联TBCC进气道变几何设计及气动性能研究》一文中研究指出基于二元进气道设计的TBCC推进系统变几何机构简单,易于实现,并且参考其扩张分流段的设计经验,可将流量捕获能力强、压缩效率高的内乘波进气道应用到TBCC推进系统中。本文首先基于一体化二元进气道设计了变几何TBCC进气道,研究了分流段设计参数对各状态进气道性能的影响,并对二元TBCC进气道典型马赫数下流场特征进行数值模拟分析。随后将压缩效率高的叁维内乘波进气道应用到TBCC推进系统中,设计了适合其叁维曲面的压缩段变几何方案,保证喉道形状为规则的矩形;参考二元TBCC进气道扩张分流段变几何结构及设计参数,完成了内乘波TBCC进气道扩张分流段设计,并对不同工作模态下内乘波TBCC进气道的流场特性进行了分析。主要内容如下:1.为了设计一体化二元基础型面,对进气道的侧板、前体构型进行研究。折线前缘的侧板构型在增加低能流溢流量、提高内流品质的同时,减小主流区流量损失,保证了综合推阻性能;适当宽度的类乘波前体可以保证内流性能,同时其迎风阻力较小。2.设计了二元TBCC变几何方案,保证可动部件过渡光滑,研究了典型工作状态下分流段参数对进气道流动特性的影响。扩张角过大时,通道内分离区较大,出口性能参数较低;扩张角较小时,进气道出口性能良好,但结构重量较大。分流板长度过大时,载荷过大,且设计状态下分离区靠近结尾激波损失较大;分流板长度过小时,马赫数2.5状态下涡轮通道中容易形成分离,降低出口气流品质。3.研究了二元TBCC进气道流动特性,进气道流量系数在0.59~0.86之间;冲压模态出口总压恢复系数为0.53~0.81,过渡模态涡轮出口总压恢复为0.73~0.85,冲压出口总压恢复为0.75~0.79;过渡模态下,增大涡轮通道开度,改善了涡轮通道中流动分离现象,而冲压出口气流品质不至于下降太多,可以兼顾下游发动机的需求。4.将内乘波进气道应用到TBCC推进系统,提出了适合其叁维压缩曲面的变几何方案,喉道形状保持规则的矩形;在侧壁处增加旁路,低马赫数情况下打开放气旁路,保证进气道成功起动;参考二元TBCC进气道扩张分流段的设计经验,完成了内乘波TBCC进气道扩张分流段设计,得到了完整的内乘波TBCC进气道造型。5.对内乘波TBCC进气道流动特性进行了研究,进气道流量捕获系数在0.8~0.997之间,设计状态下几乎实现了全流量捕获;冲压状态出口总压恢复系数为0.45~0.84,过渡状态涡轮出口总压恢复为0.8~0.89之间,冲压出口总压恢复系数约为0.7。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2019-03-01）
王肖[3]（2019）在《一种二元超声速变几何进气道研究》一文中研究指出为了突破常规超声速进气道的性能极限并满足冲压发动机对进气道的更高性能需求,实现超声速飞行器在宽马赫数范围内的高效飞行,本文采用理论分析与数值模拟相结合的方法对一种二元宽速域超声速变几何进气道的设计方法及气动性能展开研究。首先,针对冲压发动机宽速域的工作需求,完成了一种宽速域定几何进气道的型面设计工作,并以此为基准方案开展内收缩段的泄流控制研究,得到了内收缩段泄流位置对进气道自起动性能及其它主要气动性能的影响规律。研究结果表明:进气道临界抗反压能力与自起动能力随着泄流腔相对位置的变化趋势并非一一对应关系;自起动性能最高的泄流腔方案是(?)=0.31方案,而抗反压能力最高的泄流腔方案则是(?)=0.15方案。其次,对一种“内/外压缩一体化调节式”的变几何进气道的进行初步设计,并验证了一种在侧板开泄流孔的叁维泄流方法的可行性,在对初步设计方案进行论证后,针对“喉道下游泄流对进气道整体气动性能增益较低、型面局部扩张剧烈、过渡不连续”等问题对变几何进气道作进一步优化,并对喉道站位展开规律性研究。研究发现:从宽速域工作的角度考虑,随着喉道水平站位的前移,变几何进气道气动性能呈现先上升后保持相对平稳最后下降的趋势;优化后的方案与初步设计方案相比,在巡航状态下临界压比提升29.5%、总压恢复系数提升17.2%。最后,对进气道中的叁维效应进行了研究。通过分析进气道流场发现:侧板会增加内通道中的低能流比例,且在高马赫数下外压缩段侧板处会出现严重的后掠激波/边界层干扰,干扰区中的旋涡会使低能流在角区集中堆积或是促使近壁面低能流与主流掺混,这些都会增加进气道总压损失进而降低进气道的抗反压能力。为了改善叁维进气道的气动性能,本文以抑制外压缩段的强后掠激波/边界层干扰为出发点,提出一种进气道后掠开口式侧板优化方案。数值仿真结果表明:在对侧板开口之后,进气道内通道入口截面低能流比例显着下降,喉道截面气流均匀度改善明显;在设计马赫数下,与叁维原型方案相比,流量系数仅下降2.3%,但临界压比提升29.8%,总压恢复系数提升28.5%。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2019-03-01）
程代姝,张悦,高婉宁,薛雁[4]（2019）在《结合局部次流循环的变几何轴对称进气道研究》一文中研究指出针对常规定几何轴对称进气道在低马赫数工作时流量系数低、溢流阻力大的问题,提出了一种结合局部次流循环的变几何轴对称进气道,其通过平移进气道一级锥并引入局部次流循环重构前体激波系相结合的方法,保证了进气道在较宽马赫数范围内的流量捕获能力。通过仿真方法验证了这一设计概念的可行性,并与常规定几何轴对称进气道进行了性能对比。结果表明:该新概念可调轴对称进气道在低马赫数工作时具有良好的流量捕获性能,并且在整个工作范围内保持了较高的总压恢复性能。与按传统方法设计的定几何轴对称进气道相比,其流量系数和总压恢复系数在工作范围内的最大改善幅度分别达到27.45%和14.31%。此外,选择合适的非控制状态贴口马赫数对该设计概念的实现效果具有明显的影响。(本文来源于《推进技术》期刊2019年09期）
卢杰,袁化成,王颖昕,伊戈玲[5]（2019）在《一种外并联式TBCC变几何进气道的设计》一文中研究指出对一种Ma=0～7的二元外并联式TBCC变几何进气道设计开展了研究,给出了进气道总体设计思路、气动型面设计过程、变几何调节规律以及流场控制方案。初步数值仿真结果表明,该进气道满足预期的流量捕获需求,高速通道Ma=4和Ma=7时的喉道总压恢复系数分别为0.62和0.45,低速通道Ma=2.3和Ma=4时的喉道总压恢复系数分别为0.97和0.73;该变几何进气道在模态转换过程可以正常工作,没有明显的流动分离出现;由于侧板溢流,叁维计算结果下的总压恢复系数与流量系数略低于二维计算结果。对叁维外并联TBCC变几何进气道开展了涡轮通道扩压段设计及数值仿真研究,给出了叁维模型的气动特性及涡轮通道的反压特性。(本文来源于《固体火箭技术》期刊2019年01期）
高杰,郑群,岳国强,董平,姜玉廷[6]（2018）在《燃气轮机变几何涡轮气动技术研究进展》一文中研究指出变几何涡轮技术是有效提高燃气轮机加减速特性和低工况性能的技术手段之一,但变几何涡轮设计难度大,其设计状态效率总是低于固定几何涡轮,并且可调静叶无论开大或关小,涡轮效率皆有明显降低,这部分抵消了涡轮变几何带来的燃气轮机循环收益.为了将涡轮变几何技术成功地应用于船舶等燃气轮机,开展高效变几何涡轮气动技术的研究自然具有非常现实的国防意义和重要的工程应用前景.本文主要从变几何涡轮特性、变几何涡轮端区流动机理及损失控制和变几何涡轮设计特点等方面对燃气轮机变几何涡轮气动技术的研究进展进行综述.还对变几何涡轮研究存在的问题进行了系统总结,并展望了变几何涡轮气动技术的未来研究重点和发展趋势.(本文来源于《中国科学:技术科学》期刊2018年11期）
苏沛华,毛奇[7]（2018）在《变几何进气道吸气式高超声速飞行器控制系统设计》一文中研究指出建立了变几何进气道吸气式高超声速飞行器(AHV-VGI)的纵向模型。针对纵向模型中由于参数拟合以及可移动唇罩引入的不确定性、飞行器所受不确定外来干扰,提出了一种基于模糊干扰观测器的AHV-VGI动态面控制方案。仿真结果表明:所提方法能够对AHV-VGI系统进行有效控制,相对于传统的定几何进气道(FGI) AHV(AHV-FGI)的控制,性能更优。(本文来源于《传感器与微系统》期刊2018年09期）
刘雨,谢旅荣,汪昆[8]（2018）在《叁种二元变几何超声速进气道的调节方案设计及性能对比》一文中研究指出为了满足宽马赫数进气道的正常高效工作,要求进气道在低马赫数下内收缩比小、易起动,高马赫数下内收缩比大、总压恢复系数高,对于二元进气道通常采用调节进气道楔面角度来改变前体激波角度和喉道截面高度的方法来实现。针对一种工作来流马赫数范围为2.0~4.0的叁波系二元超声速进气道,首先设计了一种定几何进气道,在此基础上研究了3种不同的变几何楔面调节方案。分别是调节第1级楔面压缩角、调节第2级楔面压缩角以及1级和2级楔面压缩角同时调节,然后对4种定/变几何进气道气动性能开展了数值仿真研究和性能分析。与定几何进气道方案对比表明:采用变几何调节方案可以获得较高的气动性能,总压恢复系数与进气道流量最大可分别提升53.7%和22.3%。(本文来源于《重庆理工大学学报(自然科学)》期刊2018年09期）
张羽,骆家文,陈凤明,裘云,于志明[9]（2018）在《变几何流道亚燃冲压发动机发展必要性探究》一文中研究指出本文从理论分析角度,对目前亚燃冲压发动机设计思路、存在问题进行了分析,对变几何通道亚燃冲压发动机解决方案、研究意义进行了论述,说明了发展和研究变几何通道冲压发动机的必要性,同时也指出了发展该技术的难点和应注意问题。(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）
李永洲,李光熙,刘晓伟,马元[10]（2018）在《马赫数1.5～4.5的曲面轴对称变几何进气道设计》一文中研究指出针对空气涡轮火箭冲压发动机马赫数1.5~4.5工作范围的设计要求,提出了一种唇口平移的曲面轴对称进气道变几何方案及其新型调节机构,并通过数值仿真方法对其总体性能和流动特性进行研究。结果表明:采用曲面压缩的轴对称变几何进气道总体性能较高,尤其是流量捕获能力良好,可以满足整个工作范围的需求。此外,新型调节机构简单可行,利于工程实现。(本文来源于《火箭推进》期刊2018年04期）
变几何论文开题报告
（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：
基于二元进气道设计的TBCC推进系统变几何机构简单,易于实现,并且参考其扩张分流段的设计经验,可将流量捕获能力强、压缩效率高的内乘波进气道应用到TBCC推进系统中。本文首先基于一体化二元进气道设计了变几何TBCC进气道,研究了分流段设计参数对各状态进气道性能的影响,并对二元TBCC进气道典型马赫数下流场特征进行数值模拟分析。随后将压缩效率高的叁维内乘波进气道应用到TBCC推进系统中,设计了适合其叁维曲面的压缩段变几何方案,保证喉道形状为规则的矩形;参考二元TBCC进气道扩张分流段变几何结构及设计参数,完成了内乘波TBCC进气道扩张分流段设计,并对不同工作模态下内乘波TBCC进气道的流场特性进行了分析。主要内容如下:1.为了设计一体化二元基础型面,对进气道的侧板、前体构型进行研究。折线前缘的侧板构型在增加低能流溢流量、提高内流品质的同时,减小主流区流量损失,保证了综合推阻性能;适当宽度的类乘波前体可以保证内流性能,同时其迎风阻力较小。2.设计了二元TBCC变几何方案,保证可动部件过渡光滑,研究了典型工作状态下分流段参数对进气道流动特性的影响。扩张角过大时,通道内分离区较大,出口性能参数较低;扩张角较小时,进气道出口性能良好,但结构重量较大。分流板长度过大时,载荷过大,且设计状态下分离区靠近结尾激波损失较大;分流板长度过小时,马赫数2.5状态下涡轮通道中容易形成分离,降低出口气流品质。3.研究了二元TBCC进气道流动特性,进气道流量系数在0.59~0.86之间;冲压模态出口总压恢复系数为0.53~0.81,过渡模态涡轮出口总压恢复为0.73~0.85,冲压出口总压恢复为0.75~0.79;过渡模态下,增大涡轮通道开度,改善了涡轮通道中流动分离现象,而冲压出口气流品质不至于下降太多,可以兼顾下游发动机的需求。4.将内乘波进气道应用到TBCC推进系统,提出了适合其叁维压缩曲面的变几何方案,喉道形状保持规则的矩形;在侧壁处增加旁路,低马赫数情况下打开放气旁路,保证进气道成功起动;参考二元TBCC进气道扩张分流段的设计经验,完成了内乘波TBCC进气道扩张分流段设计,得到了完整的内乘波TBCC进气道造型。5.对内乘波TBCC进气道流动特性进行了研究,进气道流量捕获系数在0.8~0.997之间,设计状态下几乎实现了全流量捕获;冲压状态出口总压恢复系数为0.45~0.84,过渡状态涡轮出口总压恢复为0.8~0.89之间,冲压出口总压恢复系数约为0.7。
（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。
变几何论文参考文献
[1].俞宗汉,谢业平,黄国平,蒲永彬,李乾.基于乘波前体的2元TBCC变几何进气道一体化设计[J].航空发动机.2019
[2].乐婷.内并联TBCC进气道变几何设计及气动性能研究[D].南京航空航天大学.2019
[3].王肖.一种二元超声速变几何进气道研究[D].南京航空航天大学.2019
[4].程代姝,张悦,高婉宁,薛雁.结合局部次流循环的变几何轴对称进气道研究[J].推进技术.2019
[5].卢杰,袁化成,王颖昕,伊戈玲.一种外并联式TBCC变几何进气道的设计[J].固体火箭技术.2019
[6].高杰,郑群,岳国强,董平,姜玉廷.燃气轮机变几何涡轮气动技术研究进展[J].中国科学:技术科学.2018
[7].苏沛华,毛奇.变几何进气道吸气式高超声速飞行器控制系统设计[J].传感器与微系统.2018
[8].刘雨,谢旅荣,汪昆.叁种二元变几何超声速进气道的调节方案设计及性能对比[J].重庆理工大学学报(自然科学).2018
[9].张羽,骆家文,陈凤明,裘云,于志明.变几何流道亚燃冲压发动机发展必要性探究[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
[10].李永洲,李光熙,刘晓伟,马元.马赫数1.5～4.5的曲面轴对称变几何进气道设计[J].火箭推进.2018