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采用自适应泄压控制技术解决宽范围定几何高超进气道低马赫数下自起动问题,利用数值仿真对一种采用自适应泄压控制的高性能二元高超进气道单个自适应泄压槽的位置、角度、有效流通面积等主要设计参数对泄漏量以及进气道总体性能的影响规律开展了研究.结果表明:泄压槽参数变化对基准进气道总体性能影响较小,总压恢复系数在2%范围内变化.位于唇口激波反射点下游的槽的泄漏量较大且随开槽角度的增加而减小,随有效流通面积的增加成线性增加;相同条件下,自适应泄压槽的泄漏量只有常规顺向放气槽的50%;随来流马赫数升高,自适应泄压槽的漏气量明显减小,高马赫数下接近气动自封闭状态. 相似文献
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针对超燃冲压发动机从助推到接力工作的过渡状态,根据侧压式进气道从完全关闭到全部开启的工作要求,提出了一种新的变几何设计方案,即可变唇口活门方案.采用数值模拟和实验研究的方法,研究了发动机在工况变化的过渡过程中,可调唇口对进气道性能的影响,研究发现该方案可以实现进气道的启闭.在数值模拟的基础上,设计了一个唇口活门遥控调节的侧压式进气道模型,完成了这种变唇口侧压式进气道模型的Ma为3.85风洞试验,证明该进气道在设计起动马赫数Ma为3.85下能够正常开启并起动工作,验证了该方案的可行性. 相似文献
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一种带抽吸狭缝的新型短隔离段数值研究 总被引:1,自引:1,他引:0
为了缩短超燃冲压发动机隔离段长度以及提高它的耐反压能力,采用数值模拟方法研究了一种带抽吸狭缝的新型短隔离段,获得了隔离段的缩短程度以及耐反压能力提高的程度。结果表明,通过流向狭缝抽吸隔离段角流区内的低能附面层,可不降低隔离段耐反压能力而将其长度缩短30%左右。同一隔离段采用狭缝抽吸后,能够承受的最大反压从来流静压的3.46倍上升到3.74倍,提高了8%左右。合理的狭缝位置应在厚附面层一侧的隔离段前部角流区内,前倾角对隔离段性能的影响呈非线性特征,抽吸背压在亚临界范围时对隔离段性能的影响较明显,而在超临界范围时的影响则不明显。 相似文献
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结合计算流体力学和遗传算法,建立了一种高超声速曲面压缩进气道的反设计方法。根据压力分布反设计了压缩型面。结果表明,该曲面压力分布与目标压力分布符合良好,从而验证了反设计方法的正确性。采用此反设计方法,设计了某高超声速曲面压缩进气道,并和等熵压缩二维进气道进行了比较。研究发现,在其它性能参数几乎相等情况下,曲面压缩进气道总压恢复较等熵压缩基准进气道提高9.7%,长度缩短5.6%。吞入23mm前体附面层后,基准进气道不起动,而曲面压缩进气道总压恢复系数仅下降5.4%,表现出良好的吞附面层能力。 相似文献
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为了适应超燃冲压发动机模块化设计及圆形燃烧室的需求,隔离段必须设计成矩形截面渐变为圆形出口的形状。发展了一种基于超椭圆曲线的截面渐变方法,以此设计了矩形转圆隔离段,开展了数值模拟研究并进行了在Ma=2.1且来流条件非对称下的矩形转圆隔离段吹风实验。研究结果表明:在反压相同时,两种不同来流条件下矩形转圆隔离段的出口总压恢复系数较等直矩形隔离段分别提高了4%和5%;在非对称来流实验条件下,矩形转圆隔离段壁面沿程压力分布规律与等直矩形隔离段压力分布规律趋势一致,上壁面沿程压力曲线前部呈波动式上升,后半部上升平缓,而下壁面沿程压力曲线整体上升较为平缓,随着出口反压的增大,总压恢复系数随之减小,矩形转圆隔离段最大能够承受4.1倍的来流静压,极限反压状态下出口总压恢复系数为0.505。 相似文献
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由非对称喷管的设计程序,以实际飞行马赫数6为设计条件,取不同的几何控制参数,获得一系列对应的喷管等熵型线。对其进行附面层修正后,在不同飞行工况下,用CFD软件分别对不同外型的喷管流场进行了计算,讨论了上下壁面进口处初始膨胀角之比F对非设计工况下喷管性能的影响。然后,对F=0的喷管型线截去约60%,用CFD软件计算了不同飞行工况下的流场,讨论了截短对非对称喷管非设计状态性能的影响。结果表明:F对非设计状态喷管性能影响显著;截短后喷管进出口冲量差减小,升力和俯仰力矩减小。 相似文献
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雷诺数对半封闭紊流冲击射流流场影响的实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
通过采用热线风速仪给出了在半封闭、入射高度为2倍喷管直径时三种不同的雷诺数下紊流中冲击射流流场的详细的测量结果,并与文献结果作了比较。表明在上述条件下,雷诺数对主流速度的影响很小,对紊功能的影响也不太大,且主要集中在冲击区的近壁面部分。所得结果为数值计算冲击射流提供了实验数据。 相似文献
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