共查询到20条相似文献,搜索用时 187 毫秒
1.
《推进技术》2014,(9)
采用标准k-ωSST湍流模型数值计算方法,针对二元高超声速倒置进气道激波与附面层严重的干扰现象,采用分流楔抑制激波与附面层干扰方法,对有无分流楔的进气道性能及流动机理特征进行了详细的研究。结果表明:采用分流楔的流动控制方法,有效抑制了激波/附面层产生的分离包对进气道内流动的干扰;提高倒置进气道的气动性能,进气道的总压恢复系数和流量捕获系数均有提高,计算模型的壁面总阻力系数得到一定程度的减小。数值计算结果表明,在分流楔尾迹中强剪切流动在一定程度上缓解了激波与附面层干扰的强度;在分流楔后缘存在稳定的横向涡,由于气流进入尾迹驻涡是来自附面层外的总压较高的高能流体,提高了附面层的抗逆压能力;由于尾迹驻涡的存在使得分离涡没有向弹体周向扩散,减小了阻力。该方法实现了对高超声速倒置进气道激波/附面层干扰的抑制,揭示了其抑制的机理。 相似文献
2.
高超声速飞行器在流场中通常会伴随激波/边界层干扰(SWBLI),其引发的流动分离将导致进气道性能下降。采用湍流离散涡模拟(DES)方法、结合有限体积离散方法与自适应网格加密(AMR)技术对来流马赫数为7.0的流场中SWBLI诱导的流动分离进行数值模拟,并分别采用单、双微楔对其进行控制。针对流场结构、近壁面流向速度、压力梯度及总压损失等参数,分析讨论了不同双微楔流向安装位置对SWBLI的控制效果。研究结果表明:双微楔产生的流向涡对与涡对之间的相互诱导促进了各自流向涡对之间的卷吸作用,使得双微楔对分离气泡的消除效果优于单只微楔;流动总压损失系数随着微楔后缘与分离气泡中心的距离的减小呈先减小后增加的趋势;综合讨论流向涡强度与形状阻力的影响,得到了双微楔最佳流向安装位置。 相似文献
3.
高超声速飞行器进气道等关键部件引起的激波与边界层相互作用将导致流动分离,从而改变当地压力分布与局部受热情况,影响飞行稳定性与飞行安全,因此需要对高超声速流动的分离现象进行细致研究。采用高精度5阶特征型WENO格式与3阶TVD型Runge-Kutta方法,求解三维Navier-Stokes方程,对立楔诱导的高超声速激波与边界层相互作用引起的分离流动流场结构进行了细致的数值模拟与分析。结果表明,5阶特征型WENO格式分辨率远高于类TVD格式;Ma=6时得到清晰的激波结构、分离涡结构及其演化过程和壁面极限流线的拓扑结构,证明了WENO格式应用于高超声速分离流动的可行性与高分辨率;对不同来流Mach数的对比证明Mach数的增大抑制流动分离,导致分离涡减小。 相似文献
4.
5.
以一种CARET(后掠双斜切双压缩面)进气道为研究对象,设计喉道附面层抽吸槽以控制流动分离。采用CFD数值计算软件对进气道在设计点工况下(马赫数为2.0)下内、外流场进行计算,以总压恢复系数和进气道出口总压畸变为评价指标分析不同抽吸方案的效果。结果表明:喉道附面层抽吸能够稳定结尾正激波,削弱激波/附面层干扰,抑制流动分离,显著改善流场,提高总压恢复系数,减小出口畸变;喉道段抽吸槽位置靠前能够明显降低出口畸变;随着抽吸量的增大,附面层抽吸对进气道内特性性能提升的贡献越来越小。 相似文献
6.
三面压缩高超进气道附面层抽吸研究 总被引:5,自引:1,他引:4
针对超燃冲压发动机中,三面压缩进气道激波/附面层干扰诱发的隔离段流向涡现象,探索了不同的附面层抽吸方式对隔离段流向涡的影响.结合附面层油流图谱及数值模拟考察了相应附面层流态,并分析了不同抽吸工况下的抽吸流量及其对出口截面总压恢复与流向涡的影响.发现隔离段流向涡气流主要源于侧壁附面层分离,相比于再附区抽吸,分离区抽吸大幅度抑制了侧壁附面层的分离流动,从源头上控制了隔离段流向涡的形成,大幅削弱了流向涡尺度,提高了进气道总压恢复.同时,抽吸面积越大,流动品质的改善作用就越明显,但是也伴随着流量损失. 相似文献
7.
对某典型二元高超声速进气道三维流场进行了数值分析,将固壁面压力分布的计算结果与试验结果进行了比较,二者吻合较好,表明数值模拟方法正确,结果可信。分析了高超声速进气道流场的波系结构以及进气道(含隔离段)内二次流特征。给出了外压缩波系下的角涡的形成和发展规律,在侧壁与压缩面相交角区形成为逆时针方向角涡,角涡的形成、发展与近壁激波/侧壁附面层干扰以及压缩面有关。分析了隔离段中的激波的反射状况,提出了隔离段二次流的形成和发展规律以及影响因素。在隔离段进口附近存在一分离区。隔离段内二次涡的形成、发展和消失由上下壁面的压差,激波的移动方向(波后气流的横向流动)等决定。研究还表明对于高超声速进气道即使是二元进气道,也要关注二次涡的存在和发展。 相似文献
8.
乘波前体两侧高超声速内收缩进气道一体化设计 总被引:7,自引:1,他引:6
为了探索两侧进气系统的流场结构及气动性能,采用吻切锥乘波前体、压升规律可控的一种高超声速内收缩进气道设计了两侧进气布局的高超声速飞行器一体化进气系统,并进行了数值模拟,研究了进气系统的流场结构、速度特性、攻角特性以及侧滑角特性等。结果表明,设计点前体外流场和进气道内流场相互独立,接力点前体前缘激波和进气道前缘激波相互耦合。由于未吞入前体附面层,因而进气道内激波附面层相互作用较弱,没有产生分离;随来流马赫数增大,进气道总压恢复系数减小,增压比增大显著,升阻比几乎不变;随攻角增大,流量系数增大明显,总压恢复系数略有减小,增压比增大明显,升阻比逐渐增大;随侧滑角增大,进气道总体性能逐渐减小,迎风侧进气道性能下降较小,背风侧进气道性能下降明显。 相似文献
9.
10.
为改善高超声速进气道唇口激波/附面层干扰诱导的肩部流动分离,从膨胀波及激波理论出发,推导出了膨胀波效应影响下的斜激波附面层干扰理论公式,获得了影响斜激波诱导分离的主要因素:膨胀角梯度、激波角及波前马赫数。在此基础上,开展了膨胀波效应影响下的流动分离控制研究,给出了膨胀波效应影响下斜激波诱导分离的判别及预测方法。结果表明:增大激波入射点处膨胀角梯度,可以显著减小甚至消除肩部流动分离;随着激波角增大,激波强度及逆压力梯度增加,分离区尺寸显著增大。而波前马赫数对分离区尺寸的影响不显著;在进口马赫数3.57~5.18,唇罩角度6°~10°范围内,当激波入射点处逆压比梯度小于250 m-1时,斜激波诱导的流动分离消失,可为改善超声速/高超声速进气道内流道流动分离提供技术支撑。 相似文献
11.
王孟举 《西安航空技术高等专科学校学报》2012,(2):92-93
研究伍尔夫颠覆传统传记的"戏仿"实验。在《爱犬弗拉狮传》中选择一条宠物狗作为传主,运用娴熟的操纵视角手法,以"戏仿"的方式,颠覆文坛沿袭的维多利亚传记传统。这种高超的叙事技巧证明伍尔夫不仅是一个艺术的讲故事者,还是一个才华横溢的维多利亚传记传统的反叛者。 相似文献
12.
"中间地带"理论和"三个世界"划分理论,是毛泽东关于不同历史时期国际政治格局的基本战略思想。"中间地带"理论是"三个世界"划分理论的雏形,"三个世界"划分理论更是对"中间地带"理论的进一步发展。在世界多极化和国际关系民主化的背景下,只有采取多边主义和国际合作态度,才能取得共赢的结果。 相似文献
13.
16.
Jones T 《Aerospace America》2003,41(9):32-34
An astronaut reviews crew escape systems used in the NASA Shuttle Program and explores options for upgrading crew safety on future Shuttle missions. 相似文献
18.
2018年1月1日,浦东机场与中航信旗下航旅纵横联袂推出线上"浦东机场旅客服务专区"。实名注册"航旅纵横"APP并绑定行程的旅客,可从"航旅纵横"移动客户端首页点击进入"可享服务-专享浦东机场特色服务"进入"浦东机场旅客线上服务专区",即可享有浦东机场为每一位旅客量身打造的个性化特色服务,先期推出的有航延服务、快速安检、失物招领等线下服务。 相似文献
19.
20.
美国双射程导弹的擦肩发射 总被引:3,自引:0,他引:3
美国空军最新提出的兼具中程和近程空空导弹功能的双射程导弹(DRM)的新概念,代表着下一代空空导弹的发展方向,将这种双射程导弹结合擦肩发射(Merge)技术将对未来的近程空战产生巨大的影响. 相似文献