超声速进气道

超声速进气道（共5篇）

超声速进气道 篇1

授权公告号:CN104899418B

授权公告日:2016.07.13

专利权人:南京航空航天大学

地址:210016江苏省南京市御道街29号

发明人:谭慧俊;张启帆;黄河峡;陈昊;孙姝;宁乐

Int.Cl.:G06F19/00(2011.01)I

摘要：该发明公开了一种混压式超声速、高超声速进气道不起动振荡频率预测方法,通过将单个振荡周期划分为进气道内腔体高压气体积蓄和口外不起动波系运动两个阶段,并依次通过将进气道通道内结尾激波系的前传过程转化为对其腔体储气量变化的定量分析,以及将来流总温对应的滞止声速作为不起动波系口外运动最高速度的方法,可对混压式进气道不起动振荡频率进行快速、准确预估。该方法从振荡机理出发简化了振荡模型,且对进气道的几何参数无特定要求,因此该方法对不同形式的混压式进气道不起动振荡频率估算具有良好的通用性,且同时适用于混压式超声速进气道和高超声速进气道。

超声速进气道 篇2

采用CFD方法对某型外压式超声速进气道流场进行了二维数值计算,叙述了网格生成、边界条件确定方法,控制方程求解收敛技巧以及计算结果的.分析.数值计算结果与理论相符较好.

作 者：王平段炼 马洪安 WANG Ping DUAN Lian MA Hong-an 作者单位：王平,WANG Ping(空军航空大学,航空机械工程系,吉林,长春,130022)

段炼,DUAN Lian(空军驻京西地区军事代表室,北京,100074)

马洪安,MA Hong-an(沈阳航空工业学院,动力与能源学院,辽宁,沈阳,110136)

超声速进气道 篇3

近年来,由于吸气式火箭(冲压—火箭)发动机作为动力装置用于宇宙往返飞行器或战术导弹的优势日益明显与突出,该领域研究已得到国内外高度重视,并已取得了卓有成效的研究成果[1,2,3,4]。由于整体式固冲发动机是一种新型推进系统,是冲压技术与固体火箭技术有机结合的组合型动力装置,其突出优势在于:比冲高、结构紧凑、工作可靠、使用方便,并能够最大限度地满足新一代战术导弹的战术技术要求,因此,国外对整体式固体火箭冲压发动机的研究已取得了突破性进展,并已应用于新型导弹[5,6]。国内在该领域的研究进展也很快。通过固冲发动机/超声速进气道性能匹配分析,定量给出超声速进气道设计参数对固冲发动机性能影响规律,旨在为这种整体固冲发动机的超声速进气道设计提供技术基础与参考。

1计算模型与方法

图1给出了典型的壅塞式固冲发动机结构简图和相应的特征截面符号。固冲发动机的进气道采用了两个二元超声速进气道。固冲发动机的设计与非设计点性能计算中采用了如下的简化假设:

1—进气道进口截面 2—进气道出口截面 3—补燃室出口截面 4—冲压喷管出口 5—燃气发生器喉道 6—发生器出口截面 7—冲压喷管喉道

1)燃气发生器喷管具有临界截面,内部工作不受补燃室反压的影响;

2)超声速进气道出口有拐弯段,气流在进气道和喷管中的流动为绝热的;

3)补燃室为等截面的,空气在其进口有面积突变;

4)进气道、燃气发生器喷管和冲压喷管均为几何不可调节,并且燃气发生器装药满足预定的燃气流量规律;

5)喷管流动中燃气成分“冻结不变”,总温、比热比和气体常数均不变。

整个计算分为两个进程。第一个进程为设计点计算:即由给定飞行条件,空气流量及空燃比,确定进气道进、出口截面积、燃气发生器喷管喉道、出口面积、冲压发动机喷管喉道、出口面积等设计参数。计算方法参见文献[7]。固冲发动机设计状态为h=10 km,Ma0=2.7,燃料流量Wf=0.6kg/s,空燃比(Wa/Wf)=10 。

第二个进程为非设计点性能(特性)计算。本进程关键之一为必须输入相应的超声速进气道特性参数。为此,基于文献[5]和文献[8]研究结果,综合给出了二元超声速进气道内特性数据(见图2)。据此结果,非设计计算进程如下:

(1)试取超声速进气道总压恢复系数σi,并由σi、飞行Ma0及进气道特性,插值计算出相应的进气道流量系数φi;

(2)由有流量方程

计算由进气道流入发动机的空气流量;

(3)计算进气道出口的λ2,q(λ2),z(λ2);

(4)由预定的燃气流量控制规律,确定出燃气流量Wf,并计算燃气发生器喉道、出口总压ptrh、ptr,总温Tf由固体燃料性质确定;

(5)由Ar、Arh,计算燃气发生器出口参数。

$\frac{A{}_{\text{r}\text{h}}}{A{}_{\text{r}}}=q(\lambda {}_{\text{r}})\to \pi (\lambda {}_{\text{r}})(2)$

(6)由下列等截面补燃室流动方程计算补燃室出口速度系数λ3

$z(\lambda {}_3)=\frac{\phi {}_{\text{a}}B{}_{\text{a}}\sqrt{\theta {}_{\text{r}}}z(\lambda {}_2)+\phi {}_{\text{r}}B{}_{\text{g}}z(\lambda {}_{\text{r}})}{B{}_3(1+{\rm N})\sqrt{\theta {}_{\text{r}}\theta }}(3)$

式(3)中θ=Tt3/Tt2,θr = Tt2 /Tf,Ba,Bg,B3—分别为空气、一次燃气和二次燃气的热力参数组合:$B=\left(\frac{2(k+1)R}{k}\right){}^{\frac{1}{2}}$,$\phi {}_a=\cos \delta +a{}_{b}r(\lambda {}_2)\overline{S}$,φr=0.5(1+cosω),$\overline{S}=\frac{A{}_3-A{}_{\text{r}}-A{}_2\cos \delta }{A{}_2}$。

δ为进气道出口气流偏转角,ω为燃气发生器喷管扩张角。补燃室出口燃气温度为

${\rm T}{}_{\text{t}3}=\eta {}_{{\rm T}}({\rm T}{}_{\text{t}3\text{t}\text{h}}-{\rm T}{}_{\text{t}2})+{\rm T}{}_{\text{t}2}+\Delta {\rm T}{}_{\text{t}}(4)$

ηT为二次燃烧温升效率,Tt3th为理论燃烧温度,ΔTt为包覆及绝热材料中可燃成分燃烧附加温升。

(7)由流量连续方程可得补燃室出口总压pt3

(5)式中ma,m3分别是空气和二次燃气的组合热力参数

(8)由pt3/p0判别固冲发动机收—扩型喷管工作状态。研究表明,在所研究的飞行包线内,喷管的过度膨胀不严重,口外仅生成斜激波。因此,由

计算发动机喷管喉道截面处的总燃气流量;

(9)检查前面步骤(2)～步骤(4)计算得到的燃气流量W′∑=2Wa+Wf与步骤(8)计算出的W∑是否相匹配,构建非线性方程:

(10)采用拟牛顿方法数值迭代求解上方程,最终确定出超声速进气道与发动机在非设计条件下的匹配工作点;

(11)基于超声速进气道与发动机匹配点参数,计算固冲发动机在非设计状态下性能

总推力 F0=W∑V4-2WaV0+(p4-p0)A4,

总比冲${\rm I}{}_0=\frac{F{}_0}{W{}_f}$。

2计算结果及其分析

分别取对应进气道设计马赫数(Ma0=2.7)下超临界、临界和亚临界状态为进气道设计状态,计算出了发动机性能在给定飞行高度上随飞行马赫数变化关系。图2示出在h=10 km,进气道设计点总压恢复系数σi,d分别为0.58、0.628和0.63(分别对应于进气道超临界、临界和亚临界状态)下进气道与发动机的匹配点随飞行马赫数变化轨迹,其中进气道特性为综合文献[5]和文献[8]数据给出的。如图所示,对应于不同的进气道设计点,当飞行马赫数小于设计马赫数时,进气道与发动机的匹配点均位于相应条件下进气道亚临界状态,并且马赫数愈小,进气道工作点向相应马赫数下进气道喘振点逼近愈近,进气道设计点取为亚临界状态时,在非设计状态下的对应的轨迹点最为靠近喘振点,亦即随飞行马赫数减小,其喘振裕度降低得最为严重。飞行马赫数接近2.0时,进气道匹配共同工作点便达到了相应条件下的进气道喘振点,而进气道设计点取为临界和超临界状态时,进气道匹配点达到相应条件下的进气道喘振点的飞行马赫数分别为1.86和1.66。这一变化规律可以从图3和图4所给出的在两个不同飞行高度(h=10 km和h=0 km)下对应于不同的进气道设计点时进气道非设计状态下的流量系数随飞行马赫数变化关系中得到进一步显示。从这两个图上,可以清楚地看出,与进气道超临界、临界状态设计点相比,取进气道亚临界状态设计点时,在飞行马赫数低于设计马赫数时,进气道与发动机的匹配点位于更加严重的亚临界状态,相同马赫数下其对应的流量系数最低,而且这种变化规律基本不受飞行高度影响;但随着飞行马赫数增大,选择这种设计点,进气道与发动机的匹配点上进气道总压恢复系数最高,如图5所示。图6示出了采用进气道超临界状态作为设计点时,计算出的在h=10 km下, 进气道与发动机的匹配点上的进气道总压恢复系数随飞行马赫数变化规律及其与文献[6]所给出的二维超声速导弹进气道实验测得的相应值的比较,可见,两者总的量级及

变化趋势符合得还是比较好的,这也表明本文综合给出的二维超声速进气道近似内特性是可使用的。

图7、图8和图9,图10分别为飞行高度h=10 km和h=0 km条件下发动机总推力和总比冲随飞行马赫数变化规律。由图可见,无论是在低空,还是在中、高空,在低于设计马赫数的超声速飞行条件下,虽然不同进气道设计点对发动机总推力和总比冲的影响不明显,但取进气道超临界状态作设计点时,发动机总推力和总比冲还是更高一些,这主要是由于与临界或亚临界设计点相比,进气道超临界设计能明显提高其在低超声速飞行时的空气流量捕捉能力(如图3和图4所示),进气道流量系数较高所致,若考虑溢流阻力和附加阻力的不利影响,此时,发动机性能在这种设计条件下的增益会更大一些。选取进气道的亚临界状态作为设计点以增加其设计总压恢复系数来改善发动机性能仅在高飞行马赫数下才能呈现出优势。这表明设计用于较高超声速飞行器动力的固冲发动机,其进气道设计点选择亚临界状态是有利的,且在较高超声速飞行范围内进气道均位于超临界工作状态,如图2、图3和图4所示,另外更重要的是与超临界、临界设计点相比,在较高超声速飞行范围内,进气道设计点选择亚临界状态下的进气道与发动机的匹配点总压恢复系数最高,如图5所示,这明显提高了固冲发动机推力(见图7、图8),且无需防止进气道可能出现的喘振不稳定工况。

3若干结论

(1)综合给出了二维超声速进气道近似内特性,并将其与整体固体冲压发动机非设计性能匹配计算相结合,建立了超声速进气道与固体火箭冲压发动机性能匹配计算方法。

(2)固体冲压发动机特性的模拟计算结果表明,非设计状态下进气道与发动机的匹配点总压恢复系数与相关实验结果在量级及变化趋势上符合得比较好。这一方面表明了综合给出的二维超声速进气道近似内特性具有一定的可使用性,另一方面也表明本文的计算模型与方法是可行的。

(3)计算结果明显表明,超声速进气道设计点选取至关重要,它不仅影响整体固体冲压发动机性能,更重要的是影响到超声速进气道稳定工作范围。

(4)对于高飞行马赫数(发动机飞行马赫数处在设计马赫数或高于设计马赫数),选择进气道亚临界状态作为设计点能够明显改善发动机性能,但当发动机处于低超声速飞行时,这种设计点选择不仅使发动机性能降低,同时也明显缩小了进气道稳定工作范围;相反,此时进气道的超临界状态设计表现出明显的优势。

摘要：综合给出了二维超声速进气道内特性,并将其与整体固体火箭冲压发动机性能匹配计算相结合,建立了整体固体火箭冲压发动机特性计算一维模型与方法。选择进气道不同状态作为设计点,根据飞行速度/高度计算出了发动机非设计点性能和相应的进气道与发动机在非设计状态下的匹配点轨迹及性能。结果表明,超声速进气道设计点选取至关重要,它不仅影响整体固体冲压发动机性能,而且严重影响超声速进气道稳定工作范围。

关键词：火箭发动机,固体燃料冲压,超声速进气道,稳定性,性能

参考文献

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[7]方丁酋,张为华,杨涛,等.固体火箭发动机内弹道学.长沙:国防科技大学出版社,1997

超声速进气道 篇4

抽吸位置对高超声速进气道起动性能的影响

对某典型二元高超声速进气道流场进行了二维数值模拟,研究了抽吸位置及抽吸流量对进气道性能的影响.结果表明:抽吸可以有效地改善进气道起动性能,但不同的抽吸位置改善效果不同.在内压段抽吸时,抽吸流量越大进气道的起动性能改善越明显;外压段抽吸可以有限地改善进气道的起动性能.抽吸孔布置在喉道前压力随马赫数变化较大的区域时,能够实现抽吸流量随来流马赫数的`变化自动调节,更好地改善起动性能.对气动性能影响方面,外压段抽吸可以提高进气道的压缩效率,内压段和隔离段抽吸均使压缩效率变小.

作 者：王卫星 袁化成 黄国平梁德旺 WANG Wei-xing YUAN Hua-cheng HUANG Guo-ping LIANG De-wang  作者单位：南京航空航天大学,能源与动力学院,南京,210016 刊 名：航空动力学报  ISTIC EI PKU英文刊名：JOURNAL OF AEROSPACE POWER 年，卷(期)：2009 24(4) 分类号：V211.48 关键词：起动   高超声速进气道   数值模拟   抽吸   压缩效率  

超声速进气道 篇5

1 病历资料

患者女, 61 岁, 因“咯血10 余天”于2015 年2 月到杭州市第一人民医院呼吸科就诊。患者10 余天前受凉后出现咯血, 色鲜红, 约20ml/d, 在社区医院拟诊为“支气管扩张症”, 给予左氧氟沙星、注射用血凝酶治疗5 天后咯血情况缓解, 为进一步明确诊断来我院检查。患者既往无吸烟史。入院后查体:T 37.0℃, HR 76 次/min, R 16 次/min, BP 12 5/75mm Hg (1mm H g=0.133 k Pa) , 口唇无发绀, 气管居中, 两肺未闻及干湿啰音, 心律齐, 各瓣膜听诊区未闻及杂音。实验室检查:WBC 7.5 × 109/L, N 0.72, Hb 120g/L, PLT 170 × 109/L, ESR 15mm/1h末, CRP2mg/L;血DD 0.3mg/L;动脉血气分析 (未吸氧) p H 7.42, P a O28 0mm H g , P a C O23 8 mm H g , S a O29 7. 8% 。影像学检查:肺部增强CT检查未见明显异常;纤维支气管镜检查示左上叶前段上亚支上壁黏膜有较光滑凸起 (图1) , 将超声支气管镜的径向超声探头置于凸起黏膜处, 超声图像显示凸起黏膜下方液体无回声区 (图2) , 动态图像显示无回声区呈血管性持续搏动, 结合肺部增强CT图像, 发现左肺动脉发出一条较为粗大的分支血管 (图3) , 位于左上叶前段外、上亚支分嵴下方, 并向上亚支管腔内凸出 (图4) , 与纤维支气管镜发现的一致, 所以未行黏膜活检。根据肺增强CT图像结合气道内超声, 诊断为支气管Dieulafoy病, 患者住院观察4 天未出现咯血出院。出院后随访6 个月, 未见咯血。

2 讨论

1995 年Sweerts等[1]第一次报道了支气管Dieulafoy病。该病是以支气管黏膜下存在扩张或畸形的动脉, 血管表面仅覆有薄层黏膜上皮紧邻支气管腔穿行, 异常血管多来源于支气管动脉系统, 少数来源于肺动脉。其多发生在成年人, 病因及发病机制可能与患者先天发育异常、气道慢性炎症有关。也有文献[2]提到, 该病在一些重度吸烟患者中易发生。有研究[2,3]发现, 支气管Dieulafoy病占不明原因咯血而手术切除肺叶患者的6% 以上。临床上患者发病年龄较大, 常以大咯血为首发症状。纤维支气管镜下见支气管黏膜表面较光滑结节样凸起, 有时表面有溃疡并覆盖黄白色分泌物, 个别存在轻微搏动, 容易被误诊支气管腔内肿瘤结节, 盲目活检可能造成大出血, 甚至危及患者生命[4]。气道内超声技术有助于明确黏膜下结节状病灶的性质[5], 是一种有发展前景的诊断方法。

该病需要和其他原因引起的咯血相鉴别, 如支气管扩张症、肺结核、支气管肺癌等[6]。支气管扩张症患者多有长期咯血病史, 肺部CT检查可见囊状及柱状支气管扩张样表现;肺结核患者多有低热、盗汗症状, 肺部CT检查可见空洞或沿支气管播散的浸润影;支气管肺癌患者肺部CT检查可见肺内团块, 多有毛刺和分叶。本例患者予径向超声探头探查支气管黏膜下病灶, 显示凸起黏膜下方液体无回声区, 并存在持续血管性搏动, 所以未行活检, 避免了盲目活检可能造成的大出血。肺部增强CT血管重建或支气管、肺动脉造影结合动态气道内超声显示黏膜下液体无回声区呈血管性持续搏动, 最终确诊为支气管Dieulafoy病。因此, 提高基层医生对支气管Dieulafoy病的认识, 对防止气管镜下活检后大出血有积极意义。该病治疗方法主要有动脉栓塞和外科手术两种, 部分患者给予止血后或动脉栓塞术后存在咯血复发可能性。必要时予手术切除病变处肺叶, 可起到根治疗效[7]。本例患者入院前咯血已缓解, 住院观察4天后无咯血出院, 随访半年未复发。

参考文献

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