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981.
982.
基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计 总被引:3,自引:0,他引:3
针对吸气式高超声速飞行器高空巡航飞行时净推力和升力不足的难题,探索了一种基于类咽式进气道的高超声速飞行器一体化设计方法。该方法耦合了具有高升阻比特性的乘波机体和气流压缩性能优异的三维内收缩进气道,获得了一种气动性能较优的高超声速飞行器一体化构型。在设计过程中,对一种咽式进气道的几何外形和激波系结构进行了适当改变,得到了能与楔形乘波前体进行一体化设计的类咽式进气道构型,并采用遗传算法对进气道参数进行了优化;以所得到的进气道和乘波体为基础对飞行器整体构型进行了飞行器内外流一体化设计。无黏计算所得流场与理论设计吻合良好,有黏计算结果表明该飞行器在马赫数7时最大升阻比达到3.4,具有良好的气动性能。 相似文献
983.
984.
二元高超声速进气道不起动状态的信号特征及预警 总被引:3,自引:1,他引:2
对高超声速进气道的不起动进行了研究,首先给出了某二元高超声速进气道由起动到不起动全过程的壁面压强信号历程,并利用短时傅里叶变换(STFT)和小波变换(WT)方法对不起动过程中壁面压强信号的时-频特性进行了分析,然后采用累积和(CUSUM)和最大似然比(GLR)变化检测算法,对高超声速进气道的喘振现象进行了预测。研究结果表明,高超声速进气道喘振发生时,壁面压强信号的时-频特性存在显著改变,能量谱密度(PSD)分布出现了有规律的集中,其基频在200~340 Hz范围,并随着堵塞度(TR)的增加而增加。另外,在喘振发生前,进气道收敛段的下壁面附近存在大尺度的分离包,其有规律的尺度变化和前后移动导致了明显的壁面压强脉动特征,因此可作为一种前兆来预测喘振现象的出现。在本文条件下,两种变化检测算法均可在大喘发生前约220 ms发出警报,表明了该喘振预警思路的可行性。 相似文献
985.
986.
987.
火箭基组合循环(RBCC)推进系统在引射模态时存在火箭发动机和冲压发动机的共同工作,为了分析引射模态时进气道的性能和流场特征,根据RBCC的特点,设计了一种RBCC用二元式进气道,采用数值模拟方法研究了不同飞行高度、马赫数和掺混段反压下火箭射流对进气道性能的影响。研究发现,火箭发动机的工作状态决定了火箭射流对进气道性能的影响:当火箭发动机工作在过膨胀状态时,火箭射流的引射抽吸作用明显提高了推进系统的抗反压能力,但并不改善进气道的起动能力;当火箭发动机工作在欠膨胀状态时,火箭射流的压力扰动会使进气道扩压段产生结尾激波,进气道性能随之改变。 相似文献
988.
单轴涡喷发动机起动过程数学建模研究 总被引:1,自引:0,他引:1
将慢车以上的部件特性扩展,建立了低状态压气机、涡轮特性;提出了一种建立包括点火转速以上起动过程的单轴涡喷发动机起动过程的数学建模方法;仿真研究了容积效应、压气机放气对起动过程的影响。理论分析与仿真结果表明,该建模方法能完成从点火转速开始的起动计算,正确反映了发动机点火转速以后的起动过程。 相似文献
989.
990.