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371.
372.
战斗机后体流场数值模拟与减阻优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
采用数值计算方法模拟零迎角跨声速来流下战斗机后体流场,并进行后体外形的减阻优化设计。通过数值求解二维轴对称Navier-Stokes方程、k-ωSST湍流模型和气体组分方程,研究战斗机后体绕流与尾喷流相互耦合的流场特性,对三种欠膨胀喷管压比下的喷流进行数值模拟,同时对比多组分气体喷流和理想气体喷流对后体阻力的影响。采用梯度法对轴对称后体外形进行减阻优化设计,提出一种优化设计加速算法,其基本思路是通过逐步增加设计控制点个数并根据外形曲率合理分布设计控制点的位置,从而改善梯度法的优化效率。计算结果发现,超声速喷流会在后体尾部附近形成复杂的波系结构;与组分气体喷流相比,采用理想气体作为喷流介质时的后体阻力系数略高;在跨声速来流状态下,后体阻力系数值随喷压比的增大而减小。优化结果显示,优化后的的后体阻力系数可以降低13%左右;与一次性均匀分布优化控制点的梯度法优化方法相比,采用提出的优化加速算法可以缩短优化计算时间40%左右,并且可以提高优化设计的精度。 相似文献
373.
为了更加有效地减小民用客机考虑配平约束后的阻力,针对典型跨声速民用客机机翼-机身-平尾构型研究了不同静稳定度下的气动优化设计,并总结出在民用客机的减阻设计中考虑放宽静稳定度具有较大的减阻潜力。通过自由型面变形(FFD)技术对全机外形进行参数化,实现机翼型面的变形,进行气动优化设计并改变平尾的偏转保证全机能够力矩配平。采用基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程的离散伴随方法求解目标函数对设计变量的梯度,然后基于序列二次规划算法进行基于梯度的气动优化设计。基于CRM(Common Research Model)构型,针对不同参考重心位置进行了考虑配平约束的减阻优化设计研究,验证了优化设计系统的有效性,算例结果表明,随着重心位置后移即放宽静稳定度,优化构型配平阻力减小,外翼段前缘吸力峰值明显降低且双激波的强度得到有效减弱,此外机翼的升力系数分布更加贴合最佳升力系数分布。 相似文献
374.
为解决某型机阻力伞放伞不畅问题,对阻力伞伞舱门及阻力伞伞包封包形式进行了设计改进,将改进前后的设计形式进行了对比试验。分析试验结果表明:设计改进后的阻力伞伞舱门及阻力伞伞包封包形式优于改进前的阻力伞伞舱门及阻力伞伞包封包形式。 相似文献
375.
376.
377.
为了揭示级间冷分离过程中前、后体阻力变化的机理,对低空超音速条件下轴对称弹体级间冷分离流场变化过程进行了数值模拟,得到了级间区域的2种典型流场结构及2种流场结构过渡阶段的演变特征,得到了前后两体阻力特性的变化规律。随着轴向相对距离的增加,级间流场结构由涡流主导向激波主导逐渐转变。在后体头部脱体斜激波形成时,后体阻力出现突增,后体对前体的影响基本隔绝。但在一段距离内,后体阻力的增加主要来源于头部脱体斜激波的增强,导致后体阻力仍远小于其单独飞行时的阻力,甚至小于前体阻力。另外,证明了采用分离前全弹阻力与分离后前体阻力之差计算分离初始后体阻力是合理且保守的。 相似文献
378.
为了研究双层充气式气动阻力锥二级展开对其力学性能的影响,文章首先基于有限单元方法,利用Newton-Raphson非线性迭代计算方法分析并比较了二级展开前后的气动阻力锥结构充压变形特征,并获取二者最大应力随充气压力的变化规律;然后引入气动阻力锥结构预应力刚化效应,计算预应力下气动阻力锥结构的振动模态;最后,研究二级阻力面展开瞬时对气动阻力锥最大压力、最大温度以及气动阻力等特性的影响。结果表明:气动阻力锥二级展开,在某种程度上会引起结构强度的下降;也导致结构第三阶模态频率降低,使结构更容易受到外界激励而产生颤振,甚至导致结构破坏;但气动阻力锥的二次展开可以使得结构气动阻力增加两倍之多,可保证气动阻力锥安全抵达地面。因此,合理选择二级展开对应的飞行速度可以增加结构的安全性。 相似文献
379.
基于相似理论,对简化的层板冷却涡轮叶片前缘放大模型内部的流动与传热特性进行实验研究,对比了无绕流柱和带菱形扰流柱两种实验模型的流动阻力系数、靶面温度和表面传热系数的分布.实验中采用红外热像技术测量换热面的温度,采用ANSYS软件计算换热面的局部热流密度.结果表明:两种模型的流动阻力随进气雷诺数逐渐增大,带菱形扰流柱模型的流动阻力总体上较大;靶面局部表面传热系数的分布特征基本相同,带菱形扰流柱模型的局部表面传热系数比无扰流柱模型的稍高;靶面平均表面传热系数的差别很小,相同进气雷诺数下带菱形扰流柱模型的平均表面传热系数值最多大7%. 相似文献
380.