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采用标准k-ω SST湍流模型数值计算方法,针对二元高超声速倒置进气道激波与附面层严重的干扰现象,采用分流楔抑制激波与附面层干扰方法,对有无分流楔的进气道性能及流动机理特征进行了详细的研究。结果表明:采用分流楔的流动控制方法,有效抑制了激波/附面层产生的分离包对进气道内流动的干扰;提高倒置进气道的气动性能,进气道的总压恢复系数和流量捕获系数均有提高,计算模型的壁面总阻力系数得到一定程度的减小。数值计算结果表明,在分流楔尾迹中强剪切流动在一定程度上缓解了激波与附面层干扰的强度;在分流楔后缘存在稳定的横向涡,由于气流进入尾迹驻涡是来自附面层外的总压较高的高能流体,提高了附面层的抗逆压能力;由于尾迹驻涡的存在使得分离涡没有向弹体周向扩散,减小了阻力。该方法实现了对高超声速倒置进气道激波/附面层干扰的抑制,揭示了其抑制的机理。 相似文献
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针对小井眼钻井技术对测井仪器口径的要求,设计了适合小口径测斜仪用的加速度计数据采集系统,采用A/D转换的解决方案,由22位Δ-Σ型AD7716芯片采样模拟信号,并将转换后的结果输入到FPGA,与陀螺和温度数据打包传入DSP,参与导航解算工作。给出了系统的软硬件设计方案和数据采集的软件界面。实验表明,该系统测量精度小于500ug,抗干能力强,满足小口径测斜仪可靠工作的要求。 相似文献
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多电式环控系统电动机功率选定及其经济性分析 总被引:1,自引:1,他引:1
提出多电式环控系统参数匹配计算模型,获得不同飞行工况下电动机功率的选定值,分析其影响因素以及系统的经济性.结果表明:对于一定的供气压力,飞行高度越高,电动机功率越大,而同一高度马赫数越大,电动机功率越小;对于给定的飞行工况,供气压力越高,电动机功率越大;对于相同的供气压力与飞行工况,多电式环控系统的性能代偿损失比传统环控系统要小,飞行时间越长,系统的经济性越好. 相似文献
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红外隐身技术对提高未来战机战场生存力具有重要意义,发动机排气系统是飞机后半球的主要红外辐射源。为了研究涡扇发动机排气喷管的红外辐射特性,采用与成熟商用CFD软件相结合的策略,基于离散传递方法,自主开发航空发动机排气系统红外辐射特征数值计算软件。提出一种射线行程追踪方法,用来提高软件计算效率和模拟精度;最后用该软件对某型涡扇发动机排气系统收缩喷管及两种采用不同红外抑制措施的喷管进行数值模拟研究。结果表明:相对于传统的收缩喷管,二元喷管能够在绝大部分探测方向上有效降低喷管的红外辐射,引射喷管可在大角度探测方向上起到显著的红外隐身效果。 相似文献
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2 m超声速风洞是一座下吹-引射式暂冲型超声速风洞,采用全钢结构。针对该风洞具有结构尺寸大、运行工况多、流场品质要求高、试验段和模型更换快捷以及采用全挠性喷管实现宽马赫数范围调节等特点进行了风洞总体和主要部段结构设计与研究。在风洞设计中利用试验方法以及丰富的风洞设计经验对洞体结构设计中的重点、难点问题进行了研究,广泛使用有限元分析方法进行理论计算,采用新颖的刚性烧结金属丝网材料进行消声降噪处理,并用挠性喷管和试验段一体化设计技术排除了挠性喷管与试验段间阶差对流场品质的影响,运用气垫运输技术使试验段和模型更换快捷、稳定。通过水压试验、振动检测、风洞静调和流场校测等方法验证风洞的结构设计是合理的,设计中新材料、新技术的应用是成功的。 相似文献
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