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41.
分析了圆波导中“圆柱轴+平面扇形金属叶片终端”的不连续性,根据电磁场互易定理和物理光学法(PO)计算了这种终端对波导模的反射系数。这个问题的研究可用来解决喷气式发动机进气道对电磁波的反射,进一步地利用本文的结果可计算进气道的雷达截面(RCS)或极化散射矩阵。 相似文献
42.
43.
影响高超声速进气道起动能力的因素分析 总被引:27,自引:0,他引:27
对一系列不同收缩比、不同波系配置的内压缩通道二维流场进行了数值模拟。研究了面积收缩比、飞行高度和来流攻角对高超声速进气道起动性能的影响,提出了进口起动马赫数和来流起动马赫数的概念。研究表明,当进气道收缩比增大时,进气道的进口起动马赫数增大;来流起动马赫数由外压波系强度和进口起动马赫数决定,所以来流攻角变化改变外压波系强度,从而改变来流起动马赫数;随着飞行高度的增加,来流起动马赫数和进口起动马赫数增大,造成这一变化的原因是飞行高度不同,来流雷诺数不同,造成收缩段进口截面附面层厚度不同。 相似文献
44.
基于遗传算法和空间推进方法的高超声速进气道优化设计研究 总被引:5,自引:2,他引:5
将遗传算法(单目标遗传算法GA和多目标遗传算法NSGA-Ⅱ、NCGA)与高效、高精度的卒间推进方法——SSPNS(Single-sweep Parabolized Navier-Stokes Algorithm)流场计算方法相结合,对二维高超声速进气道进行了气动优化设计研究。在单目标优化设计中以巡航点(Ma=7.0)的总压恢复最大为设计目标,多目标设计中则在巡航点分别考察了总压恢复最大-压升最大两目标模型、总压恢复最大-压升最大-阻力系数最小三目标模型。优化设计结果表明,单目标设计使得总压恢复有明显提高;多目标优化设计所得的Pareto最优前沿为设计者提供了可靠的设计依据。为了兼顾巡航点和加速爬升段的综合忭能,采用多目标优化方法对进气道进行了多点优化设计,并开展了基于等动压弹道的设计点选择问题初步研究。计算结果表明,若将设计点选在Ma=6.5左右,则进气道的综合性能较好。 相似文献
45.
超燃冲压发动机研究综述 总被引:9,自引:1,他引:9
超燃冲压发动机技术是一项新型的、具有广阔发展前景的推进技术。本文对国内外超燃冲压发动机最新研制情况进行了综述,重点论述了该类发动机关键技术研究情况,并对关键技术研究及思路提出了几点建议。 相似文献
46.
介绍S波段超小型调频发动机方案的选择,电路设计,结构安排,并对该发射机的稳定性和质量进行了分析,该发射机已通过机载环境条件试验和地面接收机的对接试验,并已通过鉴定,具有90年代国外同类产品的水平。 相似文献
47.
48.
49.
50.
76°/40°双三角翼前缘涡破裂及其控制实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
流动显示结果表明,喷流能有效地推迟双三角翼前缘涡的破裂,且随着攻角的增大,前缘涡破裂位置逐渐推后,喷流极大地改善了大攻角情况下前缘涡的非对称破裂特性,能有效地克服可能出现的机翼的"摇滚"现象.另外,后缘喷流可以减弱乃至消除前缘涡混掺现象的发生,进而有利于飞行器的操纵. 相似文献