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101.
吸气式空空导弹外形多学科一体化优化设计 总被引:1,自引:0,他引:1
针对采用整体式固冲发动机的吸气式空空导弹外形气动与推进耦合的推阻匹配设计难题,引入多学科优化设计方法提出了一种综合考虑气动/推进/质量/弹道的导弹外形多学科一体化优化设计技术。其中,气动性能预测采用代理模型技术,主要基于外形参数化建模、非结构网格技术和流场精细数值计算来自动构建气动数据库,据此建立了包含外形几何信息的气动预测代理模型,并对其预测精度进行了验证;推进性能预测采用推进求解模型,该模型根据固冲发动机理论建立,精度满足工程要求。对所建立的学科预测模型完成一体化集成后,以质点弹道仿真评估的战技指标为优化目标,对一款吸气式空空导弹进气道和翼面外形进行了优化设计,取得了推阻匹配的优化外形,优化后导弹动力射程提高10%。所提出的一体化优化设计技术,有助于吸气式空空导弹外形气动与推进耦合推阻匹配设计和提高导弹动力射程。 相似文献
102.
103.
针对平流层飞艇多学科设计优化问题,引入协同优化算法,分析基于响应面近似模型的协同优化方法CO/RSA的执行步骤和特点,并介绍响应面近似模型的构建方法;建立平流层飞艇各学科模型,并对学科间耦合关系进行分析;运用建立的气动/推进、结构、能源三个耦合子系统的学科分析模型和系统优化模型,以平流层飞艇总质量最小为优化目标,综合考虑浮重、推阻和能源平衡,采用CO/RSA方法对平流层飞艇进行设计优化.结果表明:所建立的平流层飞艇的MDO模型是合理的,CO/RSA算法应用于飞艇总体设计优化是有效的,研究结果可为平流层飞艇方案论证和方案设计提供参考. 相似文献
104.
高焓激波风洞喷管流场非平衡特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
高焓激波风洞是开展高超声速流动研究的重要地面模拟设备,但其产生的高焓气流在喷管中的膨胀过程是一种典型的热化学非平衡流动,试验段特征参数通过直接实验测量难以完全确定。本文通过求解耦合双温度模型的轴对称Navier-Stokes方程,研究了高焓激波风洞中典型状态下气流的热化学非平衡流动特性,分析了焓值对非平衡特性的影响规律。结果表明,喷管出口自由流均匀区域达到出口截面直径的75%以上,能够为实验提供足够的空间;喷管出口自由流处于热化学非平衡状态,在喷管喉道后约1/5喷管长度处气流即已处于冻结流状态,组分浓度和振动温度随气流流动基本不变;焓值在8.4MJ/kg~19.5MJ/kg之间变化时,非平衡程度随着焓值的增加而增强,但是低焓值时非平衡程度的增强更加剧烈。 相似文献
105.
106.
107.
侧载及加热方位对槽道内临界热流密度影响 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究侧载以及加热方位对矩形窄缝槽道内临界热流密度特性的影响,在旋转平台上进行了两相流的超重力实验.以蒸馏水为工质,通过改变质量流速、入口温度、侧载大小以及加热方位,获得了发生临界换热现象时的质量流速、实验段压降和壁温的变化趋势,考察了侧载和加热方位对临界热流密度的影响规律,并对侧载下两相流不稳定性进行了简析.实验表明:发生临界换热时,壁温迅速上升,有效加热热流开始减少,关闭加热电源后,实验段压降下降、质量流速回升较明显;侧载以及不同的加热方位对临界热流密度有明显影响;临界热流密度发生前后,蒸汽回流导致进口温度上升,增加了流动的不稳定性. 相似文献
108.
吸热型碳氢燃料RP-3替代模型研究 总被引:5,自引:4,他引:5
利用广义对应态法则对吸热型碳氢燃料RP-3的5种替代模型的密度、黏度、导热系数和比定压热容进行了数值计算.计算温度变化范围为300~800K,压力变化范围为3~6MPa.结果表明:不同替代模型均能定性重现RP-3在拟临界温度附近的物性急剧变化;由53%正十一烷,18%正丁基环己烷,29%1,3,5-三甲基苯组成的3组分替代模型在预测RP-3物性上表现最优,相对于实验数据,300~700K内密度相对误差均小于0.08;替代模型的相对分子质量越大,预测的拟临界温度越高,对拟临界温度下物性值的影响无显著规律. 相似文献
109.
分开排气式喷管喷流噪声预测及试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为揭示涡扇发动机分开排气式喷管喷流噪声的频谱分布和指向特性,对喷管缩比模型远声场喷流噪声进行了预测及试验研究,并开展了全尺寸喷管基准型及锯齿型喷流噪声的预测工作。结果表明:采用Tam & Auriault方法可以预测出喷流噪声的声压级值和空间指向分布,喷流噪声具有明显的指向性。与基准型喷管相比,锯齿型喷管具有良好的降噪效果;内外涵锯齿型喷管在中低频段的降噪效果优于内涵锯齿型喷管,在高频段的降噪效果差于内涵锯齿型喷管;在本文研究参数范围内,指向角小于88°时内外涵锯齿型喷管总声压级(OASPL)值高于内涵锯齿型喷管。 相似文献
110.
为了给某型航空发动机改为地面用柴油型燃气轮机的设计提供重要的技术支持,本文借助数值计算的方法,采用FLUENT稳态压力求解器、P1辐射模型和涡耗散破碎(EDU)燃烧模型对某航空发动机燃烧室在巡航工况和最大工况下煤油与柴油两种燃料的燃烧特性进行了计算及对比研究。得到了该燃烧室使用航空煤油(RP-3)和0号柴油的热态流场、空气流量分配、温度场、出口温度分布、污染物排放及头部燃油蒸发量。研究结果表明:当该燃烧室的燃料由航空煤油改为0号柴油后,燃烧室的热态温度场分布基本一致,流量分配最大差异在0.45%之内;燃烧效率降低约4.3%和NO、Soot排放量相当;出口温度分布和总压损失差异分别在1%和4.1%之内。 相似文献