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乘波体构型是高超声速飞行器的重要气动布局之一。对某多目标优化设计的乘波体构型飞行器进行了高超声速测压实验,对其气动性能进行风洞实验验证。实验马赫数M=6和M=7,迎角α=-4°、-2°、0°、2°、4°、6°、8°。结果表明:该乘波体构型各部件气动性能良好。进气道唇口准确捕捉到压缩激波,激波位置与设计吻合。乘波体上表面流向压力变化不大,有利于减小乘波体飞行阻力。下表面经过进气口内压段时压力有明显的增大,后体膨胀效果显著。在设计状态下,该乘波体飞行器整体气动性能良好。 相似文献
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针对火箭设计过程中的气动特性计算,在计算流体力学软件FLUENT的基础上进行二次开发,从后台启动FLUENT进程,生成参数文件,采用批处理功能自动控制计算过程,减少用户工作量,极大地提高了设计效率。以两种不同的火箭构型为例,计算了在攻角α=4,°Ma=0.4,0.6,0.8,1.0,1.2,2.0,4.0,6.0状态下的气动特性。给出了火箭升力系数、压心系数和阻力系数随马赫数的变化规律。计算结果与实验数据吻合良好,精度满足设计要求,计算的气动数据可以为火箭的初步设计提供参考和依据。 相似文献
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