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151.
针对高超声速飞行器背脊线优化进行了研究。结合自由曲面变形(FFD)方法和Hicks-Henne型函数建立背脊线参数化模型,保证了飞行器背部曲面光滑连续。为减少计算耗时,采用非结构网格空间推进方法求解高超声速无黏流场,通过钝锥算例对该方法计算效率和精度进行了参数分析,并对飞行器流场计算进行了验证,对比表明表明:非结构网格空间推进算法计算效率提高4.5倍以上,计算结果与常规时间迭代法符合较好。采用优化拉丁超立方抽样建立响应面模型,分析了各设计变量对目标函数的影响。采用非支配排序NSGA-Ⅱ(non-dominated sorting genetic algorithm-Ⅱ)算法以阻力系数和升阻比为目标对背脊线优化,约束飞行器体积变化不超过20%。结果表明,飞行器阻力系数和升阻比呈负相关,优化后阻力系数降低7.1%,升阻比提高16.9%。 相似文献
152.
本文分析了一类高精度迎风TVD欧拉方程差分格式的精度,并用240×80个网格点进行马赫反射的计算,获得了目前实验和计算不易得到的两个激波三叉点的复杂波系结构。本文还研究了激波管上壁面对马赫反射的影响,并计算了轴对称扩张管道中激波的运动及激波与半球形障碍物的相互作用。计算结果分析指出,本文所采用的高精度迎风TVD格式与计算方法可以用来模拟具有复杂波系的工程问题研究。 相似文献
153.
154.
针对7°×11°双尖鳍外形的非对称交叉激波与湍流边界层相互作用,采用Navier-Stokes方程和5种湍流模型进行了计算.主要考察对壁面压强、热传导、绝热壁面温度和壁面摩擦力线分布的计算精度.计算结果表明:两道斜激波相交后的区域的壁面压强和热传导都比较高;计算的压强和壁面摩擦力线与试验吻合很好,绝热壁面温度次之,热传导最差,峰值高达试验的3倍左右.湍流模型对壁面压强和壁面摩擦力线影响很小,对绝热壁面温度和热传导影响很大.在5种湍流模型中,TNT(turbulent/non-turbulent)和SST(shear-stress transport)模型表现较好. 相似文献
156.
在隔离段入口Ma=3(模拟飞行马赫数6.5)条件下,采用乙烯燃料的超燃冲压发动机点火十分困难。为解决该难题,采用了空气节流作为辅助点火措施。基于脉冲燃烧风洞直连式试验平台进行了空气节流点火试验,通过壁面压力测量,获得了节流点火的火焰发展历程。以点火时间为指标,对节流流量、乙烯当量比、节流时间等参数进行了定量分析,节流流量的调节范围为0%~45%,乙烯当量比调节范围为0.6~1.2,节流时间调节范围为190~350ms。分析了三个节流参数各自的作用机理,通过数据拟合,绘制了节流流量与点火时间、乙烯当量比与点火时间的关系曲线,揭示了节流时间与点火时间的关系。 相似文献
157.
基于密切曲内锥乘波前体进气道的一体化设计方法,生成了内外流匹配的一体化三维乘波前体进气道理论构型。在几何约束条件下,完成了实用化构型设计,其总收缩比4.6,内收缩比2.0。开展了来流马赫数3.0,3.5,4.0条件下的风洞试验研究。试验研究结果表明,一体化前体进气道可以在来流马赫数3.5及以上自起动;在马赫3.5和4.0,攻角0°时,其流量捕获系数分别为0.65和0.73,最大抗反压性能分别为26倍和38倍的来流压力。本文的试验研究结果,证实了设计的一体化密切内锥乘波前体进气道能够在吸气式高超声速飞行器的低马赫数端正常工作,并具备较高的流量捕获系数。 相似文献
158.
为深入了解真实航空发动机燃烧室内流场结构,在自有CFD平台上采用动态亚网格湍流模型对一种径向双旋流环形燃烧室的单个头部构型冷态流场进行了大涡模拟。为保证模拟精度,没有对模型进行常规简化处理,对包括全部气膜冷却小孔在内的所有精细结构均进行了完全仿真。计算验证了程序对高度复杂流场的模拟能力,结果表明,大涡模拟能较为全面地反映燃烧室内复杂流场从静止启动到统计定常的非定常发展过程,并成功捕捉到流场中心回流区等各种大尺度结构及涡旋破碎泡等旋流特征;大涡模拟所获得的时间平均流场结构与已有PIV试验结果定性一致,与RANS计算相比更接近试验测量值。 相似文献
159.
对涡轮基组合循环(Turbine Based Combined Cycle, TBCC)发动机涡轮进气道进行喷水冷却是解决TBCC发动机推力不连续问题的有效方式之一。本文基于实际流场条件选取某型TBCC发动机涡轮进气道结构,对进气道内喷水冷却特性进行了数值仿真,研究飞行器不同工况下水滴的蒸发特性及喷水对来流高温空气的预冷效果。结果表明,来流空气温度降幅随水气比提高而增大,最高温降可达152.4K。水气比提高后水滴蒸发率逐渐降低,但蒸发总量仍会继续上升。相同水气比条件下,飞行马赫数越高,喷水冷却效果越明显。在Ma3.5飞行速度和水气比0.03条件下有最高蒸发率,达83.05%。喷水冷却有效扩展了涡轮模态飞行马赫数,最高能使飞行速度提升至Ma2.84,即喷水冷却扩展了TBCC从涡轮模态向超燃冲压模态转换的衔接速域。 相似文献
160.
结合在中国空气动力研究发展中心进行的试验 ,对激波管内的边界层作了化学平衡流的数值模拟 ,对激波管壁边界层对试验模型周围的流场的影响作了评价。 相似文献