蔡佳
- 作品数：21 被引量：7H指数：2
- 供职机构：南京航空航天大学更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金江苏省自然科学基金国家重点实验室开放基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术文化科学更多>>
- 型面设计参数对Ma数分布可控基准流场的性能影响
- 李永洲张堃元蔡佳
- 高超声速二元进气道起动及非设计状态性能估算
- 进气道起动问题是高超声速推进系统面临的关键问题之一，直接影响到超燃冲压发动机能否稳定、高效地工作。由于飞行器不可能始终处于设计状态，因此在偏离设计状态下进气道的性能同样十分关键。这些都是当前国内外研究者十分关心的话题，具...
- 蔡佳
- 关键词：超燃冲压发动机高超声速二元进气道
- 文献传递
- 宽速域引射喷管巡航状态流动特性仿真被引量：1
- 2020年
- 为了获得宽速域引射喷管在巡航状态下的流动特性,设计了工作范围为马赫数0~4的引射喷管,仿真分析了巡航状态4 Ma其内部的典型流动结构,并重点研究了引射系数(次主流流量比和总温比平方根的乘积)对引射喷管流动以及推力性能的影响规律。研究结果表明:巡航状态下,引射喷管内部的流动结构主要由主/次流剪切层、激波所组成,沿着激波方向,激波逐渐增强;引射喷管内部的剪切层存在“附壁”和“脱体”两种典型状态。随着引射系数的增加,剪切层从“附壁”状态切换至“脱体”状态,并且管内的激波强度呈现出逐渐减弱的趋势,推力系数呈现出先增加后降低的趋势。当引射系数在0.006~0.06时,引射喷管的推力系数可达到0.95以上。
- 蔡佳蔡佳黄河峡黄河峡谭慧俊
- 关键词：剪切层引射系数推力系数
- 高超声速二元进气道脉冲起动双波结构的理论与数值研究
- 目前,超燃冲压发动机进气道试验很大部分在脉冲风洞中进行。风洞的起动过程有可能和进气道起动非定常过程相互耦合,从而造成地面试验与高空飞行偏差,导致飞行器高空实际飞行时进气道不起动。因此,分析高超声速进气道脉冲起动过程中激波...
- 蔡佳苏纬仪张堃元
- 关键词：高超声速进气道脉冲风洞起动过程
- 文献传递
- 一种基于流场相似变换的强展向压力梯度压缩面设计方法
- 本发明提出了一种基于流场相似变换的强展向压力梯度压缩面设计方法。为了增强前体/压缩面展向压力梯度，通过对基准流场按照指定的规律相似变换，主动构造沿展向后掠的三维压缩激波系，结合流线追踪方法，可获得兼具三维乘波和强边界层排...
- 黄河峡关玉茹蔡佳谢李斌谭慧俊丁文博李超王磊罗金玲
- 一种展向压力分布可控的高速前体/压缩面气动设计方法
- 本发明提出了一种基于展向压力分布可控的高超声速前体/压缩面一体化气动设计方法，利用外锥流场沿径向方向压力逐渐降低的特性，通过给定外锥波后流场中某一个栈位沿展向逐渐降低的压力分布规律，基于坐标变换，在外锥流场中反求壁面型线...
- 黄河峡李灿民蔡佳唐学斌吕靖昊谭慧俊曾威淇
- 文献传递
- 展向压力分布可控的前体/压缩面气动设计方法及其流动特性被引量：3
- 2022年
- 为了诱导高超声速前体/压缩面近壁低能流形成强展向流动,提出了一种基于展向压力分布可控的高超声速前体/压缩面一体化气动设计方法。其基本原理为:给定外锥波后流场中某一个站位的展向压力分布,通过坐标变换求得对应点的空间位置,再基于流线追踪方法获得前体/压缩面的气动型面。研究结果表明:展向压力梯度是诱导前体/压缩面低能流排移的主导机制;在设计点(Ma=7.0、H=28 km)条件下,常规前体的展向压力梯度主要集中在一级压缩面,可在一级压缩面上形成偏转角3°左右的展向流动,但在后续压缩面上则展向流动较弱;相比常规前体,采用展向压力分布可控的前体,可以使0°~40°扇形角范围内的展向压力梯度增强7倍左右,并使一级压缩面上低能流偏转角增大5°左右,同时使二级和三级压缩面上展向压力梯度显著增加,综合效果可使诱导的低能流偏转角相比于常规前体的可增大7°左右,边界层厚度可降低超过20%,进气道扇形区内的总压恢复系数提高1.56%。
- 蔡佳黄河峡黄河峡谭慧俊谭慧俊李超
- 基于微型叶片式涡流发生器的前体压缩面低能流掺混机理
- 2022年
- 为了改善高超声速飞行器前体压缩面边界层速度型的饱满程度,降低进气道壁面流动分离的潜在风险,提出了基于阵列微型叶片式涡流发生器的前体压缩面低能流掺混方法。采用数值模拟方法研究了涡流发生器在来流马赫数7状态下的流动特性,揭示了主要流动控制机理,并分析了安装角对掺混效果的影响规律。研究结果表明:微型叶片式涡流发生器可对近壁气流产生一定扰动,形成局部大侧滑角、低压区域,掺混的主要机理在于叶片两侧分别形成扫掠激波、膨胀波,诱导近壁流体向叶片方向偏转,形成局部横向迁移,进而与主流产生掺混效应;负安装角的涡流发生器的扰动能力最强,但总压损失也最大;正安装角时涡流发生器的扰动能力随安装角的增大而增大;相比于无控制状态,所有叶片式涡流发生器均可降低边界层形状因子,安装角15°时的边界层形状因子最小,边界层速度型最为饱满,说明该状态下壁面流动具有较优的抗逆压分离能力。
- 李超李超黄河峡唐学斌蔡佳蔡佳
- 关键词：安装角
- 基于后掠唇罩的入射激波/边界层干扰流动控制方法被引量：1
- 2023年
- 针对高超声速进气道内强唇罩激波/边界层干扰带来的大尺度分离、流动损失大等问题,提出了基于后掠唇罩的入射激波/边界层干扰流动控制方法。在来流马赫数3、唇罩压缩角18°条件下,仿真对比了后掠/平直2类唇罩2种构型干扰区内的流动特性。结果表明:后掠唇罩入射激波/边界层干扰产生的分离包尺度沿展向呈现逐渐增加的趋势,利用三维后掠入射激波产生的自对称面往两侧的顺压梯度,驱动低能流往两侧迁移,可使得分离区流向尺度相对于平直唇罩构型最大可减小50.6%;在后掠唇罩干扰区内,压力分布呈现以分离线曲率中心为虚拟中心的椭圆相似特征。
- 李灿民黄河峡梁钢吕靖昊蔡佳谭慧俊
- 亚声速外流与流体振荡器射流流场干扰研究
- 2021年
- 为了探究不同外流马赫数条件下,流体振荡器出口振荡射流与外流耦合的流动特性,通过非定常仿真方法研究了流体振荡器入口条件为落压比(Nozzle pressure ratio,NPR)为1.5、3,外流马赫数分别为0、0.2、0.4、0.6、0.8时的三维瞬态流场,分析了外流对流体振荡器内部振荡特性的影响,以及流体振荡器出口振荡射流与外流相互作用时的下游空间流场特性。研究结果表明:NPR=1.5时,流体振荡器出口二喉道处均为亚声速,外流扰动会改变流体振荡器的内部振荡频率;NPR=3时,流体振荡器出口二喉道处存在声速截面,从而可有效隔离外流扰动。对于NPR=3,当外流Ma=0.2时,下游流场存在两对上下旋向相反的旋涡,上方为振荡射流所诱导的流向涡对,下方为马蹄涡对;当外流赫数大于0.4时,下游空间流场只存在一对流向旋涡,且旋涡可以有效排移截面中心处的低能流,使边界层的速度剖面更加饱满,形状因子变小;随着外流马赫数的增加,射流与外流的动量比减小,射流穿透深度减小,射流的展向影响范围也随之减小。
- 马志明黄河峡谭慧俊林正康唐学斌蔡佳
- 关键词：旋涡
