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使用CFD软件求解定常可压缩流动的质量加权平均N-S方程和S-A模型,数值模拟了无损无人机和受损无人机的绕流流场,揭示了马赫数和雷诺数对无人机升阻特性的影响规律,分析了不同位置、不同尺寸损伤孔对无人机升阻特性的影响规律.计算结果表明,机身受损对全机的升阻特性影响较小;机翼受损导致气流分离,严重影响全机的升阻性能,造成全机升力减小,阻力增大;尾舵位置受损对全机升力影响较大,对全机阻力影响较小. 相似文献
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发动机短舱溢流阻力的数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
为分析发动机溢流阻力的产生原因并为进气道-发动机匹配研究提供一定的技术支持,以典型的发动机短舱为研究对象,分析了短舱上的进气道阻力,并详细介绍了相应溢流阻力的数值计算方法。在对发动机短舱外流模拟时,通过引入两个和发动机参数相关的数值边界条件,即一个是定流量的发动机进气道入流边界,另一个是定总温总压的发动机喷流边界,避免了对发动机复杂内流的模拟。利用NACA-1-81-100发动机进气道作为标准算例,验证了数值方法的可行性。通过模拟发动机短舱在不同工作流量下的流动,认为发动机短舱的溢流阻力产生归因为溢流造成的发动机外表面的阻力变化,以及捕获流管变细导致的附加阻力增加。 相似文献
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针对空天飞行器"地面起动-高速巡航"的宽马赫数飞行的设计需求,结合乘波体提高升阻比及2元进气道型面调节简单可实现的优势,设计了1种基于乘波前体的2元TBCC变几何进气道,并对不同工作状态下的2元进气道进行了数值模拟与分析计算。所用进气道的总偏转角为23°,唇口角为10°,可有效抑制溢流阻力。数值模拟结果表明:在飞行马赫数为2.0~4.0时,变几何进气道均能成功起动,流量系数在0.60以上,进气道的总压恢复系数为0.47~0.85,气动性能良好。同时,对过渡模态下的2元TBCC进气道进行数值模拟分析,探究了不同的流量分配方案对进气道性能的影响,发现随着流量比的增大,冲压通道出口的气动性能提升,流量系数和总压恢复系数均增大。 相似文献
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为了研究型面设计马赫数、唇口偏移量对流线追踪Busemann进气道设计点性能的影响规律,寻求最佳性能的进气道,对设计马赫数为6,具有不同型面设计马赫数和唇口偏移量的流线追踪进气道进行了数值模拟。研究表明:选取低于马赫数6的型面设计马赫数,可获得较高的流量系数和增压比,而其压缩效率并不低;进气道唇口偏移量增大,会导致流量系数、增压比变小,但却有利于减小进气道内的分离程度,还会影响隔离段内的流动,因此唇口偏移量的选取需要综合考虑。 相似文献
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超声速溢流条件下二元超声速进气道附加阻力计算 总被引:1,自引:4,他引:1
通过几何关系导出了单楔、双楔和三楔超声速进气道在零攻角及有攻角时的附加阻力系数计算公式,并进一步得出了N-1楔进气道的附加阻力系数计算通用公式.通过算例研究分析了飞行马赫数、飞行攻角及进气道总转角对附加阻力的影响.分析表明,进气道在超声速溢流条件下,附加阻力只同飞行马赫数、攻角及各楔面转角有关;附加阻力随飞行马赫数增加而减少,随攻角及进气道外压缩面总转角增大而增大;对于加速爬升用冲压发动机而言,设计时应注意减少附加阻力,并结合弹道、气动外形合理选择攻角. 相似文献
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为了解决进气道压缩量与来流马赫数在宽马赫数工作范围匹配难的问题,开展了流量几乎可以全捕获的变几何进气道设计探索研究,从气动理论分析得到进气道设计需满足的理论关系式,据此开展了进气道气动型面设计,并研究了相应的变几何调节规律,利用数值模拟研究了进气道的气动性能,来流马赫数在12~40范围内流量系数可以达到099以上。初步研究表明通过精确匹配来流马赫数、收缩比和变几何调节规律,可以获得宽范围内流量全捕获的进气道气动型面,设计的唇口压缩面具有“S”形特征。 相似文献
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针对带单锥和双锥混压式进气道的两种冲压增程弹丸,对比分析了单、双锥混压式进气道的特点。采用仿真手段,对弹丸外部气动阻力和进气道工作特性进行了数值计算,分析了不同飞行马赫数条件下的弹丸外部气动阻力的变化、进气道临界状态下的总压恢复、捕获流量特性,并分析讨论了进气道的起动特性。研究结果表明:在飞行马赫数2.65到1.75之间,两种冲压增程弹丸的外部气动阻力几乎相同;在飞行马赫数1.75下,两种冲压增程弹丸进气道均能够起动;在低于设计马赫数时,进气道临界状态下,单锥进气道的捕获流量和总压恢复特性均优于双锥进气道,冲压增程弹丸采用单锥进气道将更为合适。 相似文献