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吸气式高超声速机体/推进一体化飞行器数值和试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
发展吸气式高超声速技术是实现可持续高超声速飞行(尤其是在大气层以内)的重要途径.吸气式高超声速飞行器为了获得良好的气动-推进性能,必须采用机体/推进一体化设计.笔者发展了针对一体化飞行器的气动力和推进力的划分体系和计算方法,发展了内外流数值计算软件.研究了机体/推进一体化设计的平头形高超声速飞行器在进气道关闭条件下的气动性能,并进行了试验验证;数值研究了进气道打开和发动机工作条件下一体化飞行器的气动-推进性能;研究了机体和推进系统的不同部件对飞行器气动-推进性能的贡献. 相似文献
4.
MTPS蜂窝夹芯结构传热性能及热应力分析 总被引:4,自引:0,他引:4
对于金属防热结构的蜂窝夹芯结构的稳态情况,基于材料的全灰体假设,同时考虑热传导和热辐射两种传热形式对温度场的耦合作用,利用热流量守恒建立了蜂窝芯层温度场的非线性积分方程。离散化后利用数值方法得到方程组的数值解。对于美国兰利研究中心的实验结果,与本文方法的对比计算结果基本吻合。进一步,利用计算结果讨论了给定面板温度边界情况下,下面板、柱体层的灰度、蜂窝结构长径比对夹芯温度场的影响。并根据温度场和近似的应力分析模型,用半解析结果讨论了稳态情况下蜂窝芯层上的热应力。 相似文献
5.
6.
吸气式高超声速飞行器机体推进一体化技术研究进展 总被引:14,自引:3,他引:14
吸气式高超声速一体化飞行器最显著的特点是子系统之间的耦合较其他类型飞行器更加强烈,这使得其设计具有挑战性。所有的子系统之间部件相互干涉,包括:气动、推进、控制、结构、装载和热防护等,特别是机体与超燃冲压发动机之间的耦合最为突出。飞行器的前体和后体下壁面既是主要的气动型面,又是超燃冲压发动机进气道外压缩型面和尾喷管的膨胀型面,在产生推力的同时也产生升力和俯仰力矩。机体与发动机的强耦合作用对飞行器的推力、升力、阻力、俯仰力矩、气动加热、机身冷却、稳定性和控制特性有直接的影响。本文介绍了国内外机体推进一体化技术的研究进展,重点介绍了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)的相关研究工作,包括:密切曲锥曲面乘波进气道和基于双激波轴对称基准流场内转式进气道设计方法、独创的大尺度脉冲式燃烧加热风洞一体化飞行器带动力试验技术和高超声速内外流耦合数值模拟技术等。对高速飞行中激波边界层相互干扰、流动分离机理、可压缩湍流转捩及其控制、超燃冲压发动机燃烧流动机理等相关基础问题也进行了研究,强调了对高效高精度计算方法的迫切需求。 相似文献
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本文采用显式 TVD 格式,求解薄层 Navier-Stokes 方程,计算了激波与楔面相互干扰的流场情况,得出了马赫反射的各种等强度线及固壁面上详细的物理量分布,根据计算得出的流场,计算了壁面摩擦阻力及热流分布。 相似文献
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设计了一台爆轰环腔外径100mm、内径80mm、长117 mm的不带有尾喷管的旋转爆轰发动机燃烧室,并进行了实验和数值模拟研究,来了解不同当量比下的燃烧和流动特性。在该燃烧室头部,空气通过60个直径2mm孔轴向喷射,氢气通过2mm宽环缝喷射。氢气和空气最大供给总压分别可达12和10.5MPa。实验发现,当量比大于2时,燃烧发生在燃烧室以外,为爆燃;当量比接近于1时,燃烧室内存在多个反向旋转爆轰波,爆轰波平均速度较低,不超过1000m/s;当量比小于0.58时,仅有一个爆轰波准稳态旋转。在当量比为0.55时,旋转爆轰波传播速度为1274m/s。在当量比为1时,进行了17s无热防护的旋转爆轰发动机实验,未发现燃烧室有明显烧蚀。数值模拟表明在流量为400g/s时,有3个爆轰波同向旋转,外壁面侧传播速度约为1998m/s。 相似文献