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新型宽速域高超声速飞行器气动特性研究 总被引:2,自引:0,他引:2
为设计一种新型宽速域滑翔飞行器,基于无粘锥导乘波设计理论,设计了Ma=4和Ma=8状态下的乘波构型,并将其进行"串联"拼接,得到一类新型宽速域乘波飞行器。采用数值模拟方法对此类飞行器的气动特性进行了研究,得到其流场特征和气动特性。结果表明,采用新型"串联"高超声速乘波飞行器,其气动性能在宽速域范围内比单马赫数条件下的乘波飞行器气动性能更优。"串联"乘波体的升阻比随马赫数的增加而变大,当Ma>8时,其气动特性变化不明显,最大升阻比接近3.2,在设计马赫数范围内,升阻比不低于2.6。升阻比随攻角的增加先变大后减小,在3°攻角时升阻比最大。在Ma=6时,基准模型-1的最大升阻比为4.714,"串联"乘波体的升阻比达到3.48。 相似文献
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乘波体是一种典型的高速气动构型,由于高升阻比和均匀的下表面流动等特性使其成为机身/进气道一体化设计的理想构型。随着对乘波体设计方法的不断研究,提高乘波体在非设计条件下的气动性能,实现乘波体的宽速域飞行成为乘波体实用化的一个重要研究方向。将目前的宽速域乘波体设计方法分成变马赫数、多级组合和涡波结合3种类型,并详细介绍了这些方法的设计过程,分析了设计方法的优缺点。 相似文献
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蒸汽引射器是冲压发动机试验台用来实现高真空度的重要设备,其工作环境复杂,性能优化较为困难。简化并建立蒸汽引射器的模型,通过Fluent软件对其工作情况进行数值模拟,分析工作状态下引射器内流场变化情况,并利用控制变量法分析引射器中水蒸气含量、工作流体压力、引射流体压力等工况参数对引射器工作能力的影响。通过与试验数据的对比,验证模拟结果的可信度。结果表明:引射流体流量增大时,引射器效率升高;引射流体中水蒸气从0变化到50%时,引射系数由0.45降至0.36。而当工作流体入口压力由1.07 MPa升至1.42 MPa时,引射系数由0.41降低至0.33;引射流体入口压力由12 kPa升至54 kPa时,引射系数由0.12升高至0.43,故在优化设计时应综合2个入口压力的影响。 相似文献
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采用复合可压流法和考虑粘性影响的一维流法设计了满足最大次流流量的引射喷管冷却结构,并采用Delphi语言开发了具有友好人机界面的设计应用软件,对引射喷管抽吸特性规律进行了研究,利用Fluent商用软件进行了设计引射喷管结构的数值模拟,验证了计算方法的有效性. 相似文献
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研究以火星表面大气条件和火星飞行器飞行速度为基础,设计一个低密度高亚声速引射风洞,并运用ANSYS FLUENT 15.0对多喷嘴引射风洞的性能进行了数值计算分析。首先对计算进行了网格无关性验证,在保证计算精度和减少时间与计算资源的基础上,通过研究发现:多喷嘴引射器作为风洞动力系统可满足试验段马赫数达到0.77的高亚声速马赫数要求,并且对试验段上下壁面采用各1°的扩张角可有效降低试验段边界层对压力的影响,从而使试验段静压基本维持不变;提高引射膨胀比是提高试验段雷诺数的一个有效措施,但是会降低引射系数,同时会增加试验段的静压梯度,影响试验段的气流品质。因此低密度引射风洞设计过程中必须综合考虑试验段扩张角,引射膨胀比等因素。 相似文献
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氢氧火箭发动机在高空模拟试验中喷出富氢燃气,其中的残余氢气与倒吸进引射系统中的空气混合容易发生爆炸,为研究富氧蒸汽引射处理氢氧火箭发动机高空模拟试验中残余氢气的技术,采用计算流体力学(CFD)及多步化学反应动力学模型开展单级环形超—超引射器仿真,获得富氧蒸汽引射的平均流场,分析富氧蒸汽引射并发生补燃时超—超引射器的稳态工作特性,并考察富氧蒸汽中氧气含量、富氧蒸汽温度对残余氢气处理效果的影响。仿真结果表明,富氧蒸汽引射并发生补燃时环形引射器在稳态下正常工作;补燃主要发生在引射器混合室和第二喉道前端的剪切混合层;增大富氧蒸汽的氧气含量或温度,可使引射器排气中残余氢气含量降低,增强燃气处理效果。 相似文献
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采用二维轴对称雷诺平均方程和Spalart-Allmaras湍流模型。研究了被动式引射器稳定工作时其内流场结构及高空试验舱压强的变化。空间上采用二阶迎风格式进行耦合求解。时间上采用显式Runge-Kutta方法进行迭代推进,直至流场收敛。结果表明,引射马赫数越大。要求的启动总压越高,为了降低启动压比,可以适当缩小混合室收缩比,增加第二喉道长径比。引射马赫数与引射总压对引射器内流场结构和高空试验舱真空度影响极大,发动机出口燃气参数对高空试验舱真空度有一定的影响.但其作用十分有限。 相似文献
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蒸汽引射器是上面级火箭发动机进行高空模拟试验时获得真空的重要设备。采用数值模拟方法,通过Fluent对氢氧火箭发动机高空模拟试验用环形蒸汽引射器内部流场进行了研究,分析水蒸气两相流动及不同的入口工况和结构尺寸对极限真空压力的影响。考虑水蒸气的两相流动,在数值模拟中加入了水蒸气的凝结相变模型,并通过试验数据开展了模型验证,验证结果为:加入相变模型后极限真空压力降低,仿真结果更接近试验数据。在此基础上,研究了喷嘴入口工况和引射器结构尺寸对极限真空压力的影响,仿真结果表明:在引射器能够启动的条件下,降低蒸汽入口总压或提高入口总温,减小喷嘴出口壁厚或增大混合室直径,均能降低引射器的极限真空压力。因此,若想提高引射器真空度,可以通过改变入口工况或调整引射器结构尺寸来实现。 相似文献
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在液体火箭发动机中广泛采用汽蚀管来控制和调节流量。针对某液体火箭发动机汽蚀管实际选配过程中经常出现选配困难的问题,应用CFD两相流数值仿真方法,研究了该汽蚀管水试中气泡生长、溃灭等现象,得到了该汽蚀管的工作特性,而且与水试试验结果进行了对比,数值仿真结果与试验结果偏差较小,为解决实际选配问题提供了理论技术支撑。并且对该汽蚀管喉部设置直线段后的汽蚀特性进行了仿真研究,得出该汽蚀管喉部设置直线段后,相对压力损失能降低2%左右。最后分析了汽蚀管内型面参数对流阻系数和相对压力损失系数的影响,总结了成熟的设计经验。 相似文献
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