王霄
- 作品数：25 被引量：65H指数：5
- 供职机构：沈阳飞机设计研究所更多>>
- 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>>
- 宽速域组合动力TBCC新型三维内转式进气道设计分析被引量：2
- 2019年
- 基于特征线理论自主开发了新型变中心体内转式进气道设计软件,设计了一种Ma06宽速域组合动力TBCC三维内转式进气道,并开展了分析。数值仿真结果表明,进气道在冲压单独工作状态性能优良,共同工作时,涡轮通道性能欠佳。后续有必要改进设计方案,采取流动控制措施调节措施,改善进气道起动问题及提高涡轮通道性能。
- 朱伟朱伟王霄王俊伟
- 关键词：高超声速
- 等离子体应用于航空飞行器流动控制的初步研究
- <正>通过CFD计算及风洞试验两种方法分析了介质阻挡放电等离子体对某无人机流动控制影响。在CFD仿真计算中采用在N-S方程中添加体积力源项模型实现介质阻挡放电等离子体激励的模拟。对布置于机翼后缘等离子体的对无人机的增升减...
- 孙迎丹张攀峰王霄
- 文献传递
- 测耙数量对进气道稳态畸变特性测量的影响
- 2024年
- 在现代战斗机进气道相关试验中,受低速辅助进气门打开和隐身大S弯管道、大迎角侧滑角飞行姿态等复杂因素影响,进气道流场畸变较大,不同测耙数量的测试结果相差较大。国内外对进气道出口流场稳态畸变的测量及计算有较多研究,但鲜有测耙数量对进气道稳态畸变测量影响的全面对比研究。本文采用测耙测量进气道大压力梯度区和低压区并计算其稳态畸变,针对进气道风洞试验、全尺寸进发联合台架试验和进发匹配试飞,对常用的6支耙和8支耙形式测量结果进行对比研究。结果表明,对于形状复杂的战斗机进气道而言,进气道出口流场的测试需要尽可能采用8支测耙的测量方式,才能取得满意的结果。特别是舰载战斗机在舰面环境下,受舰首来流及偏流板反射等因素影响,进气道流场更加复杂,且发动机工作在特殊加力状态,对进发匹配稳定性要求也更加苛刻,更有必要采用8支测耙的测量方式。
- 王霄沈天荣潘英郭佳男任智博
- 关键词：进气道试飞测试风洞试验
- 二元弯曲压缩进气道变攻角起动试验被引量：2
- 2020年
- 开展了内外压缩型面可控的弯曲压缩进气道反设计方法研究,并针对设计的二元弯曲压缩进气道进行了不同马赫数下变攻角起动数值仿真及试验研究,获得了进气道起动攻角迟滞环,仿真与试验得到的不起动/自起动攻角、出口流场以及压力分布吻合良好,同时试验结果也表明设计的弯曲压缩进气道具有较高的综合气动特性,设计点Ma=4、α=3°抗反压能力70倍来流压力以上,总压恢复系数在0.5以上。
- 朱伟朱伟王霄张堃元王霄张堃元
- 关键词：进气道起动反设计风洞试验
- 一种低亚音速发动机短舱进气道的优化设计
- 对一种立于机翼上翼面的低亚音速双发动机短舱进气道进行了优化设计,设计马赫数为0.4。通过风洞试验反映出初步设计方案进气道的流场畸变较大,配合CFD手段分析出这是由于短舱外形的设计不周引起的。在CFD的指导下,对短舱外形进...
- 黎军王霄
- 关键词：发动机短舱进气道优化设计风洞试验
- 文献传递
- 基于支板凹腔结构的超燃燃烧室数值研究被引量：4
- 2017年
- 为探究基于支板凹腔结构的超燃燃烧室性能,在超声速来流条件下,采用带中心支板且凹腔长高比为7.5的三维超燃燃烧室模型,针对支板阻塞比、扩张段扩张角、不同燃料喷射方式以及不同燃料当量比对燃烧室相关性能的影响进行了数值研究。研究发现:支板阻塞比会对隔离段内的激波分布以及支板后缘速度分布产生明显影响,而扩张段扩张角会影响超声气流在燃烧室出口的膨胀状态;采用壁面以及中心喷注支板同时喷油方式在保持高燃烧效率的同时会扩大整个燃烧室的燃烧区域;当采用单独壁面喷油方式时,凹腔内静温分布会随着当量比的变化发生相应的改变,同时会在当量比为0.51~0.74时达到相对较高的燃烧效率。
- 杨浩方祥军林鹏王霄
- 关键词：超燃燃烧室凹腔数值模拟
- 二元高马赫数进气道的起动特性数值研究
- 2022年
- 采用数值模拟方法,研究了不同内收缩比二元高马赫数进气道的起动特性。研究发现:内收缩比影响进气道的加速起动特性,内收缩比越大,加速自起动马赫数越大,加速过程中,大内收缩比性能参数只有1次阶跃,而小内收缩比构型性能参数存在2次阶跃;相同来流条件下,隔离段出口反压对具有不同加速自起动能力的进气道影响不同,来流马赫数高于加速自起动马赫数的进气道,反压引起进气道不起动后可以再起动,来流马赫数低于加速自起动马赫数的进气道,反压引起进气道不起动后无法再起动,且抗反压能力严重下降。不起动状态下的进气道对出口反压十分敏感,给定出口反压边界条件的模拟方法很难获得稳定的不起动流场。
- 华正旭朱伟朱伟王俊伟张辰琳王霄
- 关键词：进气道再起动
- S形进气道锤击波荷载特性分析被引量：1
- 2017年
- 利用基于改进的延迟分离涡模拟(IDDES)方法,对亚声速和超声速来流条件下某S形模型进气道进行了非定常计算,研究了发动机喘振所产生的瞬时高压波形对锤击波传播规律的影响.结果表明:锤击波产生后沿进气道迅速向前传播,运动过程中锤击波的运动速度基本保持不变,但强度不断增强.同时受气流离心力的影响,S形进气道弯曲段半径较大一侧壁面受到的锤击波气动荷载值更大.发动机喘振所产生的瞬时高压的加载梯度增加使得锤击波传播速度及强度增强,而压力卸载方式对锤击波强度的影响不明显.在亚声速和超声速来流条件下,增加瞬时高压峰值均使得锤击波荷载强度显著增强,并近似符合二次函数分布规律,而且超声速来流条件下锤击波强度较亚声速来流更强.
- 张群峰闫盼盼黎军王霄
- 关键词：S形进气道喘振
- 带预压缩性质的高马赫数内转式进气道设计被引量：1
- 2013年
- 传统的轴对称基准流场存在两个问题:进气道内收缩比较大,起动性能差;前缘弯曲激波在靠近中心体附近剧烈弯曲,激波损失很大,极有可能造成唇口激波脱体。为此,设计了新型的轴对称基准流场,把较强的前缘激波设计为两道较弱的预压缩激波,显著提高了进气道喉道的总压恢复系数。模拟结果表明,基于新型轴对称基准流场设计的内转式进气道性能优良,但存在溢流较严重等问题,还需进一步研究。
- 朱伟李鹏王霄张堃元南向军李永洲
- 关键词：弯曲激波反设计涡轮基组合循环发动机
- 水平起降高超声速飞机气动布局技术研究被引量：19
- 2020年
- 气动布局技术是水平起降高超声速飞机研制的核心技术之一。具备水平起降、重复使用、高超声速长时间巡航能力的飞机是未来航空航天飞行器发展的重要方向,飞行速度需跨越亚声速、跨声速、超声速和高超声速,气动布局设计需在全包线范围具有良好的升力、阻力和力矩特性,设计难度极大。本文结合高超声速飞机的需求,针对宽速域气动布局设计存在的问题、难点和关键技术进行分析,为高超声速飞机气动设计提供参考。
- 李宪开王霄柳军王霄柳军
- 关键词：高超声速翼身融合体乘波体升力体
