2元超声速混压式进气道的设计及进-发匹配分析
定几何二元倒置“X”型混压式超声速进气道实验
量 系数 均 下 降 剧 烈 ， 迎 风侧 进 气道 总 压 恢 复 系数 虽有 下 降但 流 量 系数 却 有 所 上升 。本 文 为 倒 置 ” 型 进 气 道 而 ｘ”
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第３ ９卷 第 ３期
２０ ０ ７年 ６月
南 京 航 空
航
天
大
学 学 报
Ｖｏ ． ９Ｎｏ ３ １３ ．
ｔｏ ａ ｔ ｃ Ｊ ｕ ｎ ｌ ｆＮａ ｊ ｇ Ｕｎｉｅ ｓｔ ｒ ｎ ｕｔｃ Ａｓｒ ｎ ｕ ｉｓ ｏ ｒ ａ ｎｉ ｖ ｒ ｉｙ ｏｆＡｅ ｏ ａ ｉｓ ＆ ｏ ｎ
ｉｄｃ ｔ ｈ ｔ １ ｎ ｉａ ｅ ｔ ａ ：（ ）Ｔｈ ｏ ａ ｒ ｓ ｕ ｅ ｒ ｃ ｖ ｒ ｅ ｒ ａ ｅ ｔ ｈ ｎ ｒ ａ ｅ ｏ ｈ ｒ ｅ ｓ ｒ ａ Ｍ ａ ｈ ｎ ｍ— ｅ ｔ ｔ ｌ ｅ ｓ ｒ ｅ ｏ ｅ ｙ ｄ ｃ ｅ ｓ ｓｗｉｈ ｔ ｅ ｉ ｃ ｅ ｓ ｆｔ ｅ ｆｅ ｔ ｅ ｍ ｃ ｕ ｐ ｂ ｒ ｅ ，ｗｈ ｌ ｈ ｓ ｌ ｗ ａ ｉ ｅ ｐ ｎ ｒ ａ ｅ ｉｓ ｌ ｎ ｈ ｎ ｄ ｃ ｉ ｅ ａ ｉ ｌ ｉ ｔ ｅ ｍａ ｓ ｆｏ ｒ ｔ ｋ ｅ ｓ ｉ ｃ ｅ ｓ ｓ ｆ ｔｙ ａ ｄ ｔ ｅ ｅ ｌ ｓ ｒ ｐ ｄ ｙ，ｔ ｅ ｍａ ｉ ｕ ｖ ｌ ｅ ｉ ｅ ｏ ｒ ｎ ｈ ｘ ｍ ｍ ａ ｕ ｓ
Ｊ ｎ．２ ０ ｕ ０７
定 几 何 二 元 倒 置 “ 型 混压 式超 声 速进 气 道 实 验 Ｘ＂
万大 为 郭 荣 伟
（ 京 航 空 航 天 大 学 能 源 与 动 力 学 院 ， 京 ，１ ０ ６ 南 南 ２０１）
二元超音速进气道设计与研究
气 参数 ， 确定 捕获 面积 。
（ ２ ） 进气 道采 用 四波 系结 构 ， 并按 Ｏ ｓ ｗ ａ ｔ ｉ ｓ ｃ ｈ原
则。 。 进 行配 波 。
约为 ３ 。 ， 最终 确定 的进气 道结构 如 图 １ 、 图 ２所 示 。
１ 进气 道的设计
针 对 文 中所 研究 的 固体 冲压 增 程 弹 ， 在 综合 考 虑飞行 高 度 、 设计流量 、 燃 烧 室入 口马 赫 数 等 因 素后确 定对 进气 道 的要 求 ： 设 计 马赫 数 为 ３ ． ５ ， 总压 恢复 系数 ＞０ ． ２ ７ 、 进气道流量大于 ２ ． ０×４ （ ｋ ｇ ／ ｓ ） ，
燃烧 室入 口马赫 数 ＜ ０ ． ４ 。
在实 际设计 过程 中的步骤归 纳如 下 ： （ １ ） 根 据设 计 马赫 数 、 流 量及 飞行 高 度 下 的 大
２ ０ １ ３年 ５月 ２ １日收到， ６月 ６日修改 国家 自然科学基金 （ １ １ ２ ６ ２ ０ １ ４ ） 资助 第一作者简介 ： 崔立垄 （ １ ９ ７ ６ 一） ， 男， 讲师 ， 博 士研 究生。研究方 向： 固体火箭发 动机 内外 流场数 值计 算 与分析 。Ｅ － ｍａ ｉ ｌ ： ｌ ｅ ｋ ｕ ｎ ｃ ｕ ｉ ＠ｓ ｉ －
第 １ ３卷
第２ ７期
２ ０ １ ３年 ９月
科
学
技
术
与
工
程
Ｖｏ １ ． １ ３ Ｎｏ ． ２７ Ｓｅ ｐ． ２ ０１ ３
１ ６ ７ ｌ 一１ ８ １ ５ （ ２ ０ １ ３ ） ２ ７ — ８ ０ ７ ０ — ０ ５
反折式二元超声速进气道设计及数值研究
反折式二元超声速进气道设计及数值研究进气道设计是任何动力机械系统中效率、可靠性和安全性最重要的设计变量之一。
随着航空发动机技术的发展，进气道设计一直在持续改进，以实现更高的速度、更低的噪声水平、更低的排放水平和更强的耐热性能。
反折式二元超声速进气道设计是最新的研究方向，用于提高进气性能的效率和安全性，因为它具有更低的摩擦损失和更好的稳定性。
反折式二元超声速进气道设计是一种折叠形状，由多个段落组成，每一段落从一个等角度向另一个等角度折叠。
这样的设计可以增大空气动力学效率，并降低摩擦损失。
对于二元超音速反折式进气道，重要的因素包括几何参数，如折叠角度、轴比、管道长度和外径等，以及流动参数，如入口静压和温度等。
在设计参数的优化中，计算流体动力学(CFD)结果对于决定反折式进气道的最佳参数至关重要。
为了实现上述目标，本文以《反折式二元超声速进气道设计及数值研究》为标题，采用数值研究方法，以OVerFuse OpenAIR模拟程序将反折式二元超音速进气道与右旋螺旋形进气道进行比较，通过计算流场分析和结构分析，从而较好地理解反折式二元超声速进气道的性能特征。
首先，本文对反折式二元超声速进气道的不同几何参数进行了模拟，包括折叠角度、轴比、管道长度、外径等模拟参数。
基于流场分析，结果表明，管道内的空气流动特性随折叠角度的增加而减弱，管道的速度和压力也随角度的增大而减小。
然后，本文模拟了反折式二元超声速进气道的流动性能，结果表明，与右旋螺旋形进气道相比，反折式二元超声速进气道的推进效率和流场稳定性均有所提高，总体耗能也减少。
最后，本文还基于结构分析将反折式二元超声速进气道的最佳设计参数进行了优化，提高了推进效率，而摩擦损失也有所降低，这些都极大地提高了进气道的性能。
综上所述，反折式二元超声速进气道是一种性能优异的进气道设计，它通过调整设计参数，可以极大地提高推进效率，而摩擦损失也有所减少，为汽车和航空发动机设计提供了一种新的可行方案。
超声速几何可调二元进气道设计优化算法研究
超声速几何可调二元进气道设计优化算法研究徐雪平;王爱峰【摘要】为满足超声速二元进气道的气动性能和宽马赫数工作的要求,探索了一种气流角可调式进气道的方案,采用区间搜索优化算法,完成了设计马赫数3.5,起动马赫数2.0的几何可调进气道的最优设计.通过CFD数值结果验证了准确性.结果表明:①与设计值相比,最优设计的几何可调进气道在所有工作马赫数条件下的总体性能均得到较大提升;②通过优化算法估算得到的进气道的性能参数与CFD数值结果相差不大.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2014(014)019【总页数】7页(P135-141)【关键词】超声速;几何可调;二元进气道;优化算法;起动【作者】徐雪平;王爱峰【作者单位】中航发动机有限责任公司;中航空天发动机研究院有限公司,北京100028【正文语种】中文【中图分类】V231.3二元进气道[1]是目前超声速进气道设计中最热门的一种类型，它由前体构成的外压缩面、内压缩段和喉道段组成。
进气道的主要功能是超声速来流经过楔面形成的一系列斜激波压缩来流，为燃烧室提供所需品质的空气。
进气道应以尽量小的熵增损失完成来流的捕获和压缩，以提升冲压发动机的热力循环效率。
进气道的设计必须同时兼顾捕获率(流量捕获系数)、压缩能力(总压恢复系数)、宽马赫数工作和自起动等需求。
为了满足超声速飞行器宽马赫数飞行要求，进气道必须能够在宽马赫数下高效地工作。
金志光等[2]研究表明:定几何进气道无法从根本上解决宽马赫数范围的工作，变几何方案是必然的发展趋势。
常见的几何可调方式有:外罩伸缩式[3]和气流角可调式[4]，这两种调节方式从根本上来讲，都是在调节内压缩段的伸缩比。
内压缩段的伸缩比是决定进气道能否的起动的一个关键参数。
在二元进气道设计中，满足性能要求和结构要求的进气道型面构型往往有多种，这就需要通过优化设计算法来实现。
Safarik 等[5]、Smart等[6]以总压恢复系数为单目标，对超燃冲压发动机几何参数进行了优化设计;刘晓伟等[7]同样以总压恢复系数为单目标，采用遗传算法对宽马赫数固冲二元进气道进行了优化设计。
反折式二元超声速进气道设计及数值研究
反折式二元超声速进气道设计及数值研究近年来，随着超空气动力学技术的发展，设计和分析超高速飞行器的空气动力特性变得越来越重要。
超高速飞行器使用反折式进气道，可以实现高效的发动机性能。
反折式进气道是一种新型的模式，由两个分离的进气系统组成，在低速气流中有效分离冷空气和热空气。
反折式二元超声速进气道是一种新型的设计方案，具有高效的发动机性能。
在此基础上，本文提出了一种反折式二元超声速进气道设计方案，并使用数值模拟技术对其型式进行优化和分析。
首先，本文介绍了反折式进气道的原理。
反折式进气道将冷空气和热空气完全分开，以避免冷热气流混合反应。
将冷空气通过冷空气进气道，热空气通过热空气进气道，这样，就可以有效地抑制发动机燃烧室的热量负荷，并获得较高的发动机性能。
其次，本文分析了反折式二元超声速进气道的影响因素，包括空气动力学特性、冷热空气比例、空气流速及燃烧室热量负荷等。
为了选择最佳的反折式二元超声速进气道，本文使用数值模拟技术对其进行了优化和分析。
以此为基础，本文对反折式二元超声速进气道进行了实际应用，并在试验推进发动机及喷管装置上进行了试验。
经过测试，反折式二元超声速进气道设计具有较好的发动机性能。
热量负荷的抑制效果有效，燃烧室的温度也较低，涡轮发动机的性能也较高。
综上所述，反折式二元超声速进气道可以有效地抑制发动机的热量负荷，并达到较高的发动机性能。
因此，反折式二元超声速进气道设计有望在超高速飞行器可靠性和安全性方面取得成果。
随着超空气动力学技术的发展，未来有望实现更高效率、更经济的超高速飞行器。
反折式二元超声速进气道设计提供了一种有效、安全的性能设计方案。
未来将继续为反折式进气道设计提供有效的分析和优化，以期实现更高效率和安全性的超空气动力学性能。
此外，将反折式二元超声速进气道设计与其他空气动力学技术进行有效整合，可以更有效地提高飞行器的空气动力性能和可靠性。
因此，反折式二元超声速进气道设计将成为超高速飞行器可靠性和安全性的重要技术之一。
2元超声速混压式进气道的设计及进-发匹配分析
2元超声速混压式进气道的设计及进-发匹配分析余天宁;吴虎【摘要】为了更好解决航空发动机进气道的设计和匹配问题,应用多目标遗传算法进行2元超声速混压式进气道的优化设计.以流场数值计算结果为基础,分析了该进气道在不同来流马赫数、背压条件下的工作状态和流场特性,并得出该不可调2元超声速混压武进气道在不同来流马赫数下对流量系数φ的特性曲线图,将其特性数据导入某型涡轮喷气发动机的总体计算程序中,完成了进-发匹配分析,同时给出了进-发匹配规律.结果表明:不可调2元超声速混压式进气道在设计点具有较好的匹配性能,但具有良好匹配特性的工作范围有限.【期刊名称】《航空发动机》【年(卷),期】2016(042)003【总页数】5页(P43-47)【关键词】超声速进气道;优化设计;进-发匹配;数值模拟;航空发动机【作者】余天宁;吴虎【作者单位】西北工业大学动力与能源学院,西安710114;西北工业大学动力与能源学院,西安710114【正文语种】中文【中图分类】V228.7引用格式：余天宁，吴虎.2 元超声速混压式进气道的设计及近-发匹配分析[J].航空发动机，2016,42（3）：43-47.YU Tianning,WU Hu.Design for two-dimensional supersonic mixed compression inlet and analysis of inlet-engine matching[J].Aeroengine,2016,42(3):43-47.飞行来流马赫数Ma0>2.0的超声速飞行器一般采用混压式进气道的设计[1]，以获得较满意的综合性能。
应用多目标遗传算法对2元超声速混压式进气道进行优化设计，所选定的优化目标是使进气道在设计马赫数Mad下能获得较高的总压恢复系数和较低的阻力系数，同时还要保证在非设计状态的低Ma0条件下，在进气道内部的斜板处不会发生脱体激波的现象[2]。
典型二元高超声速进气道设计方法研究
57第2卷 第16期产业科技创新 2020，2（16）：57~59Industrial Technology Innovation 典型二元高超声速进气道设计方法研究蔡 佳1,2，徐 白1，崔 杰1，成 诚1（1.南京工业职业技术大学，江苏 南京 210023；2.南京航空航天大学，江苏 南京 210016）摘要：从二元高超声速进气道的几何构型出发，分析进气道流场与几何结构的关系，分别从外压段、内通道和隔离段三个部分展开设计，提炼出能够控制进气道型面的重要气动参数，初步实现了对进气道型面的参数化设计方法，为缩短进气道的设计周期和改善进气道性能提供了切实可行的途径。
关键词：高超声速；二元进气道；参数化；设计方法中图分类号：V249.1 文献标识码：A 文章编号：2096-6164（2020）16-0057-03近年来，为了实现更快、更高的飞行，各国对高超声速推进技术的研究投入了大量的人力和物力。
超燃冲压发动机由于在飞行速度和比冲上的突出优势，广泛应用在高超声速飞行的动力装置中。
作为超燃冲压发动机的重要部件之一，进气道可为发动机超声速燃烧提供所需的空气，并尽可能实现高的流量捕获和对来流的高效压缩。
高超声速进气道结构形式较为多样，包括二维进气道、侧压进气道、轴对称进气道、Busemann进气道以及REST进气道等。
其中二元进气道由于其型面设计较为简单，流动情况易于分析，结构容易制造加工并且便于设计能够倾转的唇罩来实现进气道内收缩比的控制等优势，广泛应用于当前高超声速飞行器和发动机地面试验方案中。
但是，即便二元进气道结构较为简单，设计一款适合于工程使用的进气道型面也必须经历初步设计、性能计算后调整参数再设计这一反复迭代设计的过程。
因此，开展二元进气道型面的参数化设计并提炼出一套较为通用的设计方法对缩短进气道的设计周期和改善进气道性能显得尤为重要。
本文将从二元进气道的几何构型出发，总结出能够控制进气道型面的重要气动参数，实现对进气道型面的参数化设计。
二元混压式超声速进气道性能预估及优化设计
Ａｂ ｔａｃ Ａ ｉ ｅ ａ ａ ｔｍｏ ｅ ｓｐ ｅ ｅ ｔｄ， ｉｈ ａｌｗｓ ｔ ｅ ｃ ｌｕｌｔｏ ｆ２ ｍｉｔ ｅ— ｏ ｒ ｓ ｕ ｅ — ｓ ｒ ｔ： ｓｍｐｌ ｎｄ ｆｓ ｄ ｌｉ ｒ ｓ ｎ ｅ ｗｈ ｃ ｌｏ ｈ ａｃ ａｉｎ ｏ Ｄ ｘｕｒ ｃ ｍｐ ｓｓ ｐ ｒ ｅ ｓ ｎｉ ｎｅ ｓ ｐ ｒｏ ｍａ ｃ ｓ ｓ ｃ ｓ ｐｒｓ ｕ ｃ ｖ ｒ ｍａ ｓ ｆｏ ｒ ｔｏ ａ ｄ ｔｖ — ｒｇ ｃ ｅｆｃ ｅ ｔ ｗａ ｅ ｄ ａ ｏ ｆｉ ｏ ｃ ｉｌ ｔ ｅｆ ｒ ｎ ｅ ， ｕ ｈ ａ ｅ ｓ ｒ ｒ ｏ ｅｙ， ｓ ｗ ａ ｉｓ， ｄ ｉｉｅ ｄ ａ ｏ ｆ ｉｎ ， ｖ — ｒ ｇ ｃ ｅ ｅ ｌ ｉ ｅ — ｃｅ ｔａ ｄ ｅｆ ｃｉｅ ｋ ｎ ｔｃ ｅ ｆｃｅ ｃ ｗｉｈ ａ ｃ ｅ ｔｂ ｅ ａ ｃ ｒ ｃ Ｉ ｅ ｓｇ ｏ ｔ ｃ ａ ａ ｔｒ ｓ ｈ ａ ｅｇ ｔ ｉｎ ｎ ｆｅ ｔｖ ｉ ｅｉ ｆｉｉｎ ｙ， ｔ ｎ ａ ｃ ｐ ａ ｌ ｃ ｕ ｙ．ｎ ｔ ｅ ｍｅｒ ａ ｐ ｒｍｅ ｅｓ，ｕｃ ａ ｌ ｉ ｌ ｓ ｈ ｉｈ ， ａ ｉ ｆｈ ｉ ｈ ｒｔｏ ｏ ｅｇ ｔａ ｄ ｗｉ ｔ ａ ｇ ｅ ｆ ｖ ｒｉａ ｏ ｒ ｓｉ ｇ ｒｍｐ， ｒ ｎ ｅ ｔｇ ｔ ｄ ｂ ｏ ｓｄ ｒｎ ｔ ｅ ｏ ｍａ ｃ ｓ ｎ ｄ ｈ， ｎ ｌｓ ｏ ｅ ｔｃ ｃ ｍｐ ｓｎ ａ ｌ ｅ ａ ｅ ｉ ｖ ｓｉ ａｅ ｙ ｃ ｎ ｉｅ ｇ ｉｓ ｐ ｒ ｒ ｎ ｅ ． ｉ ｆ
度 、 口 高 宽 比等 几何 参 数 对 其 性 能 的 影 响 。 对 所 建 立 的 各 优 化 设 计 模 型 ， 用 模 拟 退 火 算 法 进 进 利
行寻优计算 。
关 键 词 ： 声 速 进 气 道 ； 能预 估 ； 化 设 计 ； 拟 退 火 算 法 超 性 优 模
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2元超声速混压式进气道的设计及进-发匹配分析
余天宁，吴
虎
（西北工业大学动力与能源学院,西安710114）
摘要：为了更好解决航空发动机进气道的设计和匹配问题，应用多目标遗传算法进行2元超声速混压式进气道的优化设计。
以流场数值计算结果为基础，分析了该进气道在不同来流马赫数、背压条件下的工作状态和流场特性，并得出该不可调2元超声速混压式进气道在不同来流马赫数下对流量系数渍的特性曲线图，将其特性数据导入某型涡轮喷气发动机的总体计算程序中，完成了进-发匹配分析，同时给出了进-发匹配规律。
结果表明：不可调2元超声速混压式进气道在设计点具有较好的匹配性能，但具有良好匹配特性的工作范围有限。
关键词：超声速进气道；优化设计；进-发匹配；数值模拟：航空发动机中图分类号：V228.7
文献标识码：A
doi ：10.13477/ki.aeroengine.2016.03.009
Design for Two-Dimensional Supersonic Mixed Compression Inlet and Analysis of Inlet-Engine Matching
YU Tian-ning ,WU Hu
(School of Power and Energy ,Northwestern Polytechnical University ,Xi'an 710114,China )
Abstract:In order to preferably solve problems of the design and matching of inlet,the multi-target Genetic Algorithm (GA)was used to optimize the design of two-dimensional supersonic mixed compression inlet.Based on the result of numerical simulation,the working status and flow field characteristics of the inlet under different Mach number and back pressure conditions were analyzed.A characteristic curve graph about 渍(discharge coefficient)of the nonadjustable two -dimensional supersonic mixed compression inlet was drawn,and
characteristic data of the inlet was imported into a calculating program of a turbojet engine.The inlet-engine matching was analyzed and the law of inlet-engine compatibility was given.The results show that the nonadjustable inlet takes good matching performance at the design point while the working range is limited.
Key words:supersonic inlet ;optimization design ;inlet-engine matching ;numerical simulation ;aeroengine
航空发动机
Aeroengine
收稿日期：2015-12-14
作者简介：余天宁（1992），男，在读硕士研究生，研究方向为航空流体机械设计及流场数值模拟；E-mail ：yutianning@ 。
引用格式：
第42卷第3期Vol.42No.3Jun.2016
0引言
飞行来流马赫数Ma 0>2.0的超声速飞行器一般采用混压式进气道的设计[1]，
以获得较满意的综合性能。
应用多目标遗传算法对2元超声速混压式进气道进行优化设计，所选定的优化目标是使进气道在设计马赫数Ma d 下能获得较高的总压恢复系数和较低的阻力系数，同时还要保证在非设计状态的低Ma 0条件下，在进气道内部的斜板处不会发生脱体激波的现象[2]。
目前，进气道设计研究主要建立在空气动力
学、计算流体力学和风洞试验的基础上。
随着计算流体力学（CFD ）的不断发展，以及计算机性能的逐步增
强，通过流场数值模拟计算得到的结果准确性不断提高，更多地被应用到进气道设计及性能评估中。
采用计算流体力学的方法得出超声速进气道的性能数据，建立合理的数学模型，从而可以进一步从理论上研究进-发匹配及其调节规律问题，是分析研究超声速进气道与航空发动机匹配的未来发展方向[3]。
本文应用多目标遗传算法完成了进气道的优化设计工作；并以流场数值计算结果为基础，分析了该进气道在不同条件下的工作状态和流场特性。
1进气道设计模型
本文中的不可调2元超声速混压式进气道采用。