朱璞
- 作品数：5 被引量：17H指数：2
- 供职机构：北京动力机械研究所更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术更多>>
- 冲压发动机用轴对称进气道设计和试验被引量：10
- 2009年
- 完成了一种Ma=2.5～4.0冲压发动机用超声速轴对称混合式进气道模型的设计,通过数值模拟和风洞试验,获得了马赫数Ma=2.5,3.0,3.5,4.0,攻角α=0°,3°,6°,8°条件下的超声速轴对称混合式进气道性能。试验结果表明,随着马赫数的增加,总压恢复系数大幅度下降,亚临界稳定范围变窄,流量系数逐渐增加;随着攻角的增大,总压恢复系数和流量系数总体都呈降低趋势,在Ma≥3.0,α=6°时,进气道性能的下降小于5%,亚临界稳定范围变窄。
- 王健李宏东朱守梅朱璞
- 关键词：冲压喷气发动机进气道风洞试验
- 进气道试验节流锥
- 本发明属于进气道风洞实验技术领域，具体涉及一种节流锥。进气道试验节流锥，其技术方案是，它包括：进气管路(1)、堵锥(10)、电机(6)、滚珠丝杠副(8)以及滑动套筒(2)；在电机(6)驱动力作用下，通过传动轴(9)带动滚...
- 李宏东彭暑彬朱守梅关祥东朱璞
- 文献传递
- 超声速颌下进气道亚临界振荡特性试验研究被引量：6
- 2015年
- 为了研究超声速颌下进气道的亚临界振荡特性,利用风洞试验,进行了来流马赫数Ma∞=2.5,3.5,4.0,不同攻角,不同节流状态的试验,获得了各状态下超声速颌下进气道的亚临界振荡的频率和压力幅值。研究结果表明,超声速颌下进气道压力振荡随着堵塞度的增加,振荡幅值增大,振荡频率加快;同时振荡的压力峰值趋于尖锐、压力谷值趋于钝化。超声速颌下进气道的亚临界振荡按照压力幅值可以分为三类,即小幅值压力振荡、中幅值压力振荡、大幅值压力振荡;随着进气道出口堵塞度的增加喘振演变过程呈现多样性。
- 李宏东朱守梅朱璞王永卫满延进
- 关键词：冲压发动机进气道振荡风洞试验
- 超声速铲形进气道数值计算及试验研究被引量：1
- 2014年
- 为了研究超声速铲形进气道的气动特性,针对固定几何超声速铲形进气道,利用数值仿真计算及风洞试验,获得了来流马赫数Ma∞=2.5,3.0,3.5,4.0,攻角α=-6°,-3°,0°,3°,6°,8°以及侧滑角β=3°,6°的临界性能。研究结果表明该超声速进气道具有良好的攻角特性,随着攻角的增加,总压恢复系数和流量系数增加;6°侧滑角以内进气道总压恢复系数和流量系数变化量很小。该进气道与飞行器前体一体化设计,能够很好地适应大空域、宽马赫数范围工作需求。
- 李宏东朱璞王永卫朱守梅王健刘汉斌
- 关键词：冲压发动机进气道风洞试验
- 小尺度轴对称飞行器内外流阻力特性研究
- 2025年
- 以冲压发动机为动力装置的轴对称滑翔飞行器需经历低速、跨声速、超声速等多个飞行阶段。对于尺度较小的此类飞行器,通常长度不超过1m,直径不超过155mm,其内外流型面具有强耦合性。本文分别基于冯卡门曲线及指数曲线提出了两种内外流一体化气动构型,并且提出在发动机工作结束后通过关闭进气道的方式减小发动机内流阻力的减阻方法。研究发现,对于两种气动构型,发动机工作结束后关闭进气道均可有效减少飞行器全阻,在Ma 0.6~2.0的速度范围内,相较不关闭进气道的型面,气动构型Ⅰ关闭进气道后,减阻效果可达到4.7%~38.7%,气动构型Ⅱ在Ma 0.6~3.0的速度范围内,减阻效果可达到16.6%~49.9%。本文通过对小尺度轴对称飞行器内外流阻力特性的研究工作,支撑以冲压发动机为动力装置的轴对称飞行器实现减阻增程效果。
- 孙博妮高雄朱璞满延进李霞
- 关键词：冲压发动机一体化
