共查询到17条相似文献,搜索用时 92 毫秒
1.
为探索利用射流技术降低进气道起动马赫数的可行性,对二元高超声速进气道二维流场进行了数值模拟,通过对比不同工况的流场结构、流量系数及总压恢复系数,分析了射流对高超声速进气道的作用效果,并研究了射流速度、压强及倾角对进气道起动性能的影响。分析结果表明:施加射流,激波与进气道边界层原有干扰形式发生改变,是降低进气道起动马赫数的主要原因。研究还表明,增大射流速度利于提高控制效果,但持续增大射流速度,会造成隔离段反压升高,并且这一现象与射流压强相关,降低射流压强能使进气道起动的射流速度区间扩大,同时在不同射流倾角下,上述规律表现一致。该研究揭示了进气道起动能力随射流参数变化的系统性规律,可用于指导工程设计及优化。 相似文献
2.
吸气式高超声速飞行器冷流试验设计及验证 总被引:2,自引:0,他引:2
对于吸气式飞行器而言,地面冷流试验是检验其进气道性能及气动特性的一项重要手段.以二元混压式进气道、机体/推进系统耦合为基本特征,设计了采用超燃冲压发动机为推进系统的内外流一体化巡航飞行器,针对其高超声速特性开展了冷流风洞试验,来流速度范围Ma=5.0~7.0,攻角范围α=-4°~8°.测压试验结果表明,随着来流马赫数的增大,进气道的总压恢复系数下降;而流量系数先上升,在设计点达到最大值;在一定攻角范围内,进气道的总压恢复系数和流量系数提高,但当攻角增大至巡航攻角时,随着攻角的增大,进气道的总压恢复系数和流量系数逐渐下降.测力试验验证了数值算法的有效性,除轴向力系数以外,其余气动特性系数的发展规律及数值基本吻合,可通过修正试验值的方式外推出飞行器的气动特性数据. 相似文献
3.
高超声速尖锥边界层转捩数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:0
边界层转捩对高超声速飞行器气动力和热产生重要影响.通过联立求解Favré平均层流脉动能方程与Favré平均Navier-Stokes方程,开展了高马赫数条件下尖锥边界层转捩位置的数值预测研究.将数值计算结果与可用的实验结果进行对比,结果表明增大单位Reynolds数可使转捩提前发生,攻角效应可使迎风面转捩延迟,背风面转捩提前. 相似文献
4.
通过求解基于稳定性理论的非湍流脉动动能输运方程,预测了来流Ma为5.91的裙锥绕流流动的层流-湍流转捩点,并采用SST(Shear-Stress Transport)湍流模型结合代数间歇因子模型对转捩流场进行了数值模拟.结果表明非湍流脉动动能输运方程模型可以很好地捕捉逆压梯度对转捩前期边界层内的不稳定波动频率的影响.等温壁面条件下计算得到的转捩位置与静风洞实验结果基本一致.壁面冷却促进第2模态不稳定波动的增长,使转捩提前发生.代数间歇因子模型模拟高马赫数流动的转捩区长度较短,温度峰值偏低. 相似文献
5.
高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响,飞行器的研制迫切希望能精确预测和控制边界层转捩。在JF8A激波风洞中开展了7°半锥角的高超声速尖锥边界层转捩实验研究,利用响应频率达到1 MHz量级的高频压力传感器对尖锥壁面脉动压力进行了测量,并结合热流测量结果,研究了高超声速尖锥边界层中扰动波的发展过程。实验结果表明:JF8A激波风洞在雷诺数为6.4×106/m状态下核心流的自由流噪声为2.8%;高频脉动压力测量技术能清晰地捕捉转捩过程中的第二模态波及其发展历程,试验状态下模型的第二模态波频率范围为165~206 kHz。当前研究结果能够为高超声速数值方法验证提供数据支撑。 相似文献
将乘波体作为以吸气式超燃冲压发动机为动力的高超声速飞行器的前体,不仅可以发挥乘波体优异的气动力性能,而且起到了高超声速飞行器前体对来流的预压缩作用.为了进一步提升乘波前体的预压缩作用,基于Sobieczky提出的吻切锥原理,发展了一种新的多级压缩乘波体外形的设计方法.将该设计方法应用到锥导和吻切锥乘波体的设计中,生成了具有多个压缩面的多级压缩锥导和吻切锥乘波体,同时对相同设计条件和具有相同投影曲线的前缘条件下获得的三级压缩锥导和吻切锥乘波体的性能进行了对比分析.研究结果表明数值模拟计算结果与设计预期完全吻合,该多级压缩乘波体设计方法可以应用于锥导和吻切锥乘波体. 相似文献
7.
针对进气道与发动机的耦合问题,研究了低速大迎角状态下,基于辅助进气门的进气道/发动机一体化控制。首先,建立了飞行条件、迎角、辅助进气门开度与出口总压恢复系数和流量相关联的进气道实时模型,进而将进气道出口流量和发动机进口流量相匹配,建立了进气道/发动机一体化模型的控制仿真平台。其次,为了解决大机动过程中发动机进口流量不足和压力不均的问题,提出了一种带有辅助进气门调节的进气道/发动机一体化控制方法,即通过调节辅助进气门开度实现进气道出口总压恢复系数控制,在保证进气道出口性能稳定的情况下,基于H ∞鲁棒控制方法实现对发动机转速和压比的控制。研究结果表明,在整个大机动过程中,所提出的进气道/发动机一体化控制可以使得发动机各项性能保持稳定,在典型任务工况下,推力提高了16%,耗油率下降了6%。 相似文献
8.
为了研究高雷诺数下圆柱绕流边界层的转捩现象和圆柱尾迹近壁区的流动特征,首先通过在典型雷诺数下采用Transition SST四方程转捩模型模拟圆柱绕流得到的结果与实验结果及采用SST k-ω两方程湍流模型模拟结果的对比分析,验证了Transition SST模型在模拟高雷诺数下圆柱绕流的优越性,并较为准确地预测出了圆柱绕流边界层的转捩现象及尾迹近壁区的流动特征。然后分别对亚临界区、临界区、超临界区和过临界区的圆柱绕流问题进行了数值模拟,分析了不同雷诺数下圆柱绕流的流场结构及圆柱表面压力系数、摩擦力系数的变化规律,研究了圆柱绕流近壁区的流动特征、边界层转捩的流动机理、转捩位置及其随雷诺数的变化规律。结果表明,亚临界区二维圆柱绕流边界层发生层流分离,无分离泡和转捩现象;临界区和超临界区二维圆柱绕流边界层先产生了分离泡现象,之后流动发生了转捩并在转捩后发生湍流分离;过临界区二维圆柱绕流边界层流动在转捩之后发生湍流分离,无分离泡现象;在临界区、超临界区和过临界区,二维圆柱绕流边界层转捩位置随雷诺数增大向前驻点移动。 相似文献