【摘 要】
：
将单次扫描空间推进PNS 方程(SSPNS)应用于高超声速冲压发动机内转式进气道的优化设计.计算来流马赫数4.5、收缩比5 设计条件下的构型,SSPNS 算法与NS 算法流场结构一致,
【机 构】
：
北京航空航天大学宇航学院推进系,北京海淀区 100191
论文部分内容阅读
将单次扫描空间推进PNS 方程(SSPNS)应用于高超声速冲压发动机内转式进气道的优化设计.计算来流马赫数4.5、收缩比5 设计条件下的构型,SSPNS 算法与NS 算法流场结构一致,总压恢复系数与压升符合得较好.基于Isight 平台,以物面倾角、入口中心偏距和总收缩比为优化变量,进行试验设计(DOE).结果表明,对总压恢复系数影响最大的是物面倾角,呈负相关；对压升影响最大的是总收缩比,呈正相关.以总压恢复系数最大为目标,使用多岛遗传算法和非线性序列二次规划(MIGA+NLPQL)的单次组合算法以及自动控制优化策略(Pointer)分别进行单目标优化,得到最优值较初值分别提高14％和20％.Pointer 计算次数少、计算结果优,说明该优化模型中Pointer 具有更高计算效率和更强的全局探索能力.以总压恢复系数和压升最大为目标,通过多目标遗传算法进行标优化,得到Pareto 前沿,并拟合出总压恢复系数与压升的非劣解关系式.
其他文献
本文介绍了利用压电摩阻天平进行高超声速飞行器发动机进气道压缩面摩阻测量情况.研制了用于激波风洞摩阻测量的天平，该摩阻天平采用分体式设计，可以相对方便地实现校准和
本工作采用直联式超燃平台在隔离段入口马赫数2.5,来流空气总压1.0MPa,总温范围700-2200K 条件下,测定了煤油和乙烯两种典型碳氢燃料的熄火极限.凹腔稳焰器处CH化学发光
为了在进气道方案设计及选型初期能够根据几何收缩比大致量化进气道抗反压能力，或者根据发动机抗反压需求调整进气道的几何收缩比，本文在零维无粘模型的基础上，基于合理假设
本文介绍了在北京大学高超马赫6 静风洞中开展的关于高超声速边界层转捩及湍流产生的实验研究工作。研究采用了瑞利散射流动显示、高频动态压力传感器以及粒子图像测速等
本文利用脉动反压产生装置产生频率可控、振幅可调的脉动反压，试验研究了脉动反压引起的激波串振荡特性。试验结果表明，在Ma2 来流条件下，激波串振荡幅度随反压脉动幅度升高
本文在Ma2 来流条件下,通过在等直隔离段出口施加周期性反压,造成内部激波串的受迫振荡,试验研究了激波串受迫振荡过程中隔离段壁面压力特性。试验结果表明,根据激波串受
超燃冲压发动机推进部件的设计与分析通常采用一维和多维分析相结合的方法，这就要求必须减少或增加流动参数的维数，从而需要考虑不同分析方法之间的参数传递问题。推进流道
采用增大流量系数的设计方法结合密切内锥流场与流线追踪与融合技术，设计得到了入口类椭圆出口圆形的高超声速内转式进气道，生成结构化网格，采用AHL3D计算流体软件开展了数
本文尝试运用马赫数反正切减速规律基准流场和密切轴对称方法设计一种高超声速曲面乘波进气道,并通过数值计算分析所设计进气道的性能.内收缩基准流场的设计马赫数为6.0
本文研究对象为内转式进气道,设计点马赫数6.5,总收缩比为5.7,内收缩比为1.7.数值预测结果表明其在低马赫数Ma5 时不能够自起动,此时在进气道肩部、侧壁存在大范围的分离