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为解决扁平导弹头部空间利用率低,天线罩加工困难且电气性能差的问题,采用形状函数变换技术(CST)造型法在其前端融入旋成体,并提出“旋成体埋头角”以实现融合区域光滑过渡。CFD计算得到旋成体弹头、扁平弹头、和“旋成体埋头角”为0°~5°时融合弹头的气动性能,结果表明:旋成体弹头、“无埋头”融合弹头和“有埋头”融合弹头的最大升阻比分别为扁平弹头的8158%、8616%和8946%。以最大升力系数和最大升阻比为目标对“旋成体埋头角”为2°和3°的融合弹头进行优化计算,在Pareto前缘中,随着旋成体末端半径从150 mm增大至210 mm,两构型的最大升力系数分别上升599%和416%,最大升阻比分别下降1996%和1839%。此外,当旋成体末端半径小于165 mm时,上述2°构型的最大升阻较大(峰值可达扁平弹头的9779%),反之上述3°构型构型的最大升阻较大。 相似文献
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旋成体非对称背涡特性及其形成机理的研究 总被引:3,自引:1,他引:2
本文对不同头部形状旋成体模型进行了低速风洞实验,揭示出它们不同的绕流现象和流动特性.尖锥旋成体两侧主分离线呈现为开式分离线,其分离剪切层在对称背涡中均表现为层流状态.而在非对称背涡中两侧表现为不同的剪切层状态,钝头旋成体绕流中存在头部的闭式分离区,两侧的主分离线在其下游,它的主分离剪切层从对称发展到非对称均呈现为湍流状态.通过对两类旋成体绕流结构的比较分析,得出尖锥旋成体的非对称背涡是由于两侧分离剪切层状态不对称引起的,而钝头旋成体则是由于旋成体背涡的动力不稳定性引起的.该机理分析的结论还得到测力结果的支持. 相似文献
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陈丽 《流体力学实验与测量》2003,17(4):38-42
通过低速和高速风洞试验对翼身组合体的前体非对称分离涡气动特性的研究,以及对旋成体非对称涡进行了大量的资料研究,结果表明:本专题所研制的细长翼身组合体的前体在较大迎角下有多个非对称涡;迎角、旋成体的外形,尤其是头部的几何形状是细长前体出现非对称涡的关键因素。 相似文献
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大迎角细长体侧向力的比例控制 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍了一种新的大迎角细长旋成体侧向力的比例控制技术。通过在细长旋成体头部施加非定常小扰动,可以对细长旋成体非对称背涡的非对称程度进行比例控制。风洞试验研究结果表明,该控制方法能以很小的能量输入将大小和方向随机变化的侧向力加以精确控制;不仅可以控制侧向力的方向,也可以连续改变侧向力的大小,使其变成有利于飞行控制的气动力和力矩,达到变不利为有利的目的。 相似文献
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大攻角非对称流动的非定常弱扰动控制 总被引:5,自引:4,他引:5
研制了一种新的大攻角细长旋成体非对称涡的主动控制技术, 即在细长旋成体头部施加非定常弱扰动来控制头部非对称背涡。应用七孔探针测量的空间截面流场揭示了非定常控制下非对称涡变成对称涡的流态特征。测力试验研究结果表明该方法不仅能完全消除背涡的非对称性及其产生的侧向力, 并且有效控制攻角范围从30b直到80b。 相似文献
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细长旋成体大迎角绕流中的头涡与卡门涡的脉动压力特性 总被引:3,自引:0,他引:3
在迎角很大时细长旋成体背部流场沿轴向通常有两个截然不同的区域,其中卡门涡脱落区域位于后体,而头涡区域靠近旋成体头部。为了寻求两者的区别与联系,在两个风洞中分别用两个细长体模型进行测压和流动显示实验,得到了沿旋成体轴向不同区域的压力脉动特征,即头涡的脉动幅度相对卡门涡较大,而频谱峰频率则较低,而且随着迎角的进一步增大,头涡区会完全消失。 相似文献
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设计了一种新的无人飞行器气动外形布局,应用基于二次曲线的模线设计方法完成了飞行器气动外形建模,并对所建模型进行气动特性计算分析。将飞行器几何外形节点数据导入Gambit软件,生成气动特性计算所需的网格文件。应用Fluent软件,根据不同的飞行条件,选择合适的计算流体力学分析方法,对无人飞行器外形布局进行气动特性计算。主... 相似文献
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首先简要概述了物面压力分布与物面外形之间的关系,进而介绍了飞机外形设计中经常用到的一类曲线-二次曲线,并推导出二次曲线G2连续的条件和公式,最后介绍了在CATIA中运用Formulas功能实现二次曲线G2连续的方法,并以实例将该方法应用到飞机外形设计中。 相似文献
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We substantiate the necessity of taking into account the dynamic effect appearing in the anisotropic cylindrical shell under the action of the constant internal excess pressure, the leading edge of which is propagated along its generatrix with constant acceleration; the pressure is capable to create in the shells the stresses exceeding by many times the static components, which that may lead to the structure failure. 相似文献
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对30CrMnSiA钢大直径薄壁燃烧室壳体热处理变形规律进行了研究。结果表明:燃烧室壳体的直径和长度变化主要受热应力和组织应力影响,且组织应力的作用大于热应力,导致热处理后直径缩小,长度在一定范围变化。燃烧室壳体椭圆度及母线直线度主要受吊装方式、壳体焊接质量、油冷时壳体入油速度等工艺方法影响,采取专用工装,可以校正燃烧室壳体椭圆度及母线直线度。 相似文献
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减小汽车行驶中的空气阻力,抑制行驶时的气动噪声具有十分重要的意义。汽车车身模型风洞实验表明,用内部声激励可获得有效的减阻效果,而且还能起到抑制气动噪声的效果。实验得出声激励的频率、强度、位置等参数与减阻率的关系,以及有、无声激励时模型表面压力系数分布情况,还得到了声激励对气动噪声频谱特性影响的有关规律。 相似文献
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为了进一步提高短舱内外流的气动性能,基于类别形状函数方法建立了曲率连续的非轴对称短舱气动型面参数化设计方法。主要思路是先设计关键截面型线,再设计纵向型线,最后通过纵向型线周向有序组合建立气动型面。为评价所建立的短舱气动型面设计方法的适用性,从曲率半径分布、主要工况下的流动特性和气动性能三个方面对所发展的方法和基于圆锥曲线的方法设计的超大涵道比(UHBPR)短舱进行了对比研究。结果表明:与基于圆锥曲线的方法设计的短舱相比,所建立的方法设计的短舱气动型面不存在轴向曲率半径波动。由于消除了曲率波动引起的短舱壁面附近局部过度加速形成的高速低压区,在马赫数为0.8的巡航条件下外罩壁面局部阻力降低了4.5%;在马赫数为0.82的飞行工况下,外罩壁面局部阻力降低了5.5%。进气道气动型面设计方法的改进,使得大攻角爬升条件下进气道总压恢复系数提高了0.41%,稳态周向总压畸变指数减小了8.82%。 相似文献
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