庞丽娜
- 作品数：6 被引量：16H指数：3
- 供职机构：南京航空航天大学能源与动力学院更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学更多>>
- 出口马赫数分布可控的二元高超进气道双重反设计被引量：6
- 2015年
- 在出口马赫数分布预先给定的前提下,利用二维有旋特征线理论实现了压缩面马赫数分布可控的两弯曲激波和三弯曲激波高超二元进气道反设计。数值计算结果表明,设计点时,无粘条件下两种反设计方法均能实现预设出口马赫数分布,有粘条件下反设计的进气道出口主流区马赫数分布与预设分布吻合较好,接力点时出口主流区马赫数仍然保持较好的均匀性。以上结果说明这两种反设计方法均是正确可行的。设计条件下,在捕获高度、无粘出口高度、设计无粘总压恢复系数和装配点处流动参数均相同时,两弯曲激波反设计方法波系简单、有粘接力点流量系数较三弯曲激波高10.2%;三弯曲激波反设计方法有粘时内收缩比较前者小17%,设计点和接力点时总压恢复系数分别较前者高2.9%和2%。
- 钟启涛张堃元庞丽娜
- 关键词：反设计高超声速进气道数值模拟
- 单边膨胀尾喷管下壁面型线优化设计及实验研究被引量：5
- 2014年
- 基于Isight优化平台,将多目标遗传算法与CFD计算相结合,针对超燃冲压发动机非对称尾喷管冷/热态俯仰力矩差较大的问题,对下壁面为三次曲线的尾喷管构型进行多目标优化,分析了初始膨胀角和尾缘角的相互耦合及其对喷管性能影响所占比重。结果表明,设计区间内,下壁面三次曲线构型在保持较高推力特性的前提下,可以大范围调整喷管俯仰力矩,显著改善喷管冷/热态俯仰力矩差较大的问题。在此基础上,选取优化所得点进行冷流缩比风洞实验,根据实验条件进行了相应的数值模拟,对比发现数值模拟与实验结果吻合很好,验证了该优化设计方法及结果的有效性和可靠性。
- 庞丽娜徐惊雷范志鹏
- 关键词：优化设计风洞实验
- 下壁面参数对SERN接力点性能影响及优化设计
- 庞丽娜徐惊雷范志鹏
- Scramjet尾喷管几何调节方案的计算与实验研究被引量：4
- 2013年
- 高超声速飞行器飞行接力点和巡航结束点尾喷管冷、热态俯仰力矩差较大,给飞行器的飞行姿态控制造成严重影响。为了减小喷管冷、热态俯仰力矩差,提出了在喷管上膨胀面末端增加移动板进行调节的方案,并进行了详细的三维数值模拟和相应的风洞缩比冷流实验研究。计算结果表明,Ma=4.5时,调节移动板伸出400mm,喷管冷、热态力矩差最大减小21.74%,推力系数损失1.64%;Ma=6.5时,调节移动板喷管冷、热态力矩差可降低77.59%,而推力系数只减小1.35%,调节收益非常明显。最后通过将喷管各调节状态下的冷流缩比实验壁面压力数据与计算结果的对比,证明了该调节方案的计算方法及其结果是可靠的,同时得出该调节方案可以有效地降低冷、热态力矩差的结论。
- 葛建辉徐惊雷庞丽娜莫建伟
- 关键词：超燃冲压发动机尾喷管数值模拟
- 超燃冲压发动机喷管下唇板可调方案被引量：1
- 2015年
- 高超声速飞行器在飞行接力点和巡航结束点受喷管冷、热态膨胀状态不同的影响,会产生较大的冷、热态俯仰力矩差,从而对飞行器姿态控制带来较大困难.针对该问题,研究了下唇板可调方案对降低冷、热态俯仰力矩差的有效性,对不同下唇板角度进行数值模拟,得到了喷管性能参数.结果表明:下唇板旋转6°时,设计马赫数Ma=4.5下冷、热态俯仰力矩差下降29.57%,推力系数减小0.42%.并且进行了下唇板角度可调方案的风洞试验和对应的数值模拟,对比发现数值模拟结果与试验结果吻合较好,验证了所提出的可调方案及数值模拟结果的正确性.
- 庞丽娜徐惊雷葛建辉
- 关键词：超燃冲压发动机风洞试验
- 下壁面参数对SERN接力点性能影响及优化设计
- <正>利用CFD数值模拟,研究了下壁面为三次曲线构型时,下壁面型线的几何参数初始膨胀角和尾缘角对喷管性能的影响。计算结果表明,在一定范围内随着初始角度的增加,喷管推力系数和冷、热态俯仰力矩差减小;随着尾缘角的增加,推力系...
- 庞丽娜徐惊雷范志鹏
- 文献传递
