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991.
992.
为研究高空射流核心区的变化规律,分析了不同模拟马赫数/高度状态下高空射流核心区的物理本质和影响因素.通过理论分析和CFD计算确定了建立自由射流试验需满足的进排气条件,获得了亚声速下喷管出口的核心区角度、超声速下不同马赫数典型流态的临界压比及其随喷管设计马赫数的变化趋势,以及自由射流试验中压力和马赫数等参数的模拟偏差对核...  相似文献   
993.
出口边界条件对跨音扩压器流场的影响   总被引:1,自引:0,他引:1       下载免费PDF全文
本文对音速及等压两种不同的出口边界下跨音速扩压器的流场做了实验研究.扩压器的扩张角为6°,激波波前马赫数均为1.335.实验结果表明:在等压出口边界条件时,激波自恃振荡的幅度及分离包的尺度比音速出口条件时要大得多.  相似文献   
994.
枭龙飞机Bump进气道设计   总被引:10,自引:0,他引:10  
对枭龙飞机先进的无隔道超声速进气道(Bump)的设计和风洞试验进行了分析。结果表明:枭龙飞机Bump进气道性能优异,总压恢复系数高,与斜板进气道比,σ提高0.02~0.04;综合畸变指数低,满足进/发匹配要求;并且取消了附面层隔道和放气门系统,使得飞机阻力小、重量轻、可靠性高。  相似文献   
995.
软件共用是航天测控软件的发展趋势。分析航天测控软件共用的可行性,选取火箭遥测软件作为原型验证系统,提出设计方案,并采用ICE中间件和构件技术加以实现。该原型验证系统的设计与实现对航天测控软件共用研究具有重要的借鉴和指导意义。  相似文献   
996.
流量捕获特性是高超声速进气道的重要特性。针对一体化曲外锥乘波前体进气道,开展了流量特性精细测量分析以及实验与仿真对比研究。采用节流实验系统,在来流马赫数3.0、3.5和4.0,迎角-4°至6°和不同进锥位置上,获得了该型前体进气道的流量特性,分析了流量测量均方根误差。开展了来流马赫数4.0、迎角-4°~6°条件下的实验与仿真对比研究。研究结果表明:一体化曲外锥乘波前体进气道构型具有良好的流动捕获能力,在来流马赫数3.5、4.0和6.0以及迎角0°条件下,流量系数分别为0.60、0.68和1.00;在节流实验系统充分壅塞的条件下,流量测量均方根误差在2%以内;仿真所获流量特性随迎角变化的线性度较好,和实验结果的吻合度较高。  相似文献   
997.
针对高超声速二维混压进气道,以最大总压恢复系数为目标,基于多楔面内收缩段设计原理,利用多楔角方法设计内收缩段长度和出口高度等。通过比较不同攻角下二元进气道总压恢复系数、流场及启动情况等多方面特性,验证了改变攻角对进气道启动特性改善的效果。  相似文献   
998.
999.
1000.
本文给出了横截面形状由矩形圆滑过渡到圆形的S弯进气扩压管道在0°~80°进气攻角下出口截面总压动态信号与进口气流脉动的关系,内容包括进、出口气流动态信号的基本性质及其联合性质,以及出口总压脉动的均方根值随攻角变化的规律。研究结果表明,进气攻角增大时,出口总压脉动的均方根值先增大后降低;进气攻角大于20°后,出口总压与进口气流脉动有相关作用,其中以60°攻角时相关作用最强;S弯管道内的旋流对出口总压脉动最大的位置及它与进口气流脉动相关最强的位置有决定性的影响。  相似文献   
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