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平衡气体对乘波体气动力热特性影响 总被引:1,自引:0,他引:1
针对乘波体在高空以高马赫数飞行时的特点,给出了一种考虑高温平衡气体效应的乘波体设计方法,并通过数值模拟的方法研究了高空高马赫数飞行条件下高温平衡气体对乘波体气动特性的影响。研究结果表明,相对于完全气体,平衡气体对乘波体的气动力特性影响不大,但对乘波体的前缘驻点区和下表面的热流及辐射平衡温度有较大的影响。另外在乘波体较为适宜的飞行攻角范围内,攻角的增大不会显著改变平衡气体效应对乘波体气动力特性的影响,也不会显著改变平衡气体效应对乘波体前缘驻点区的热流与辐射平衡温度的影响,但却会在一定程度上减小平衡气体效应对乘波体下表面的气动热及辐射平衡温度的影响区域。 相似文献
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本文探究深度学习人工智能技术在飞行器气动外形预测中的应用。以激波装配法乘波体设计为背景,建立气动数据快速生成工具,使用拉丁超立方采样得到海量样本数据。使用深度残差神经网络构建气动外形参数到气动性能数据的代理模型,并与随机森林和双隐层神经网络等普通机器学习模型对比;同时将数据转换为图片,研究基于图片识别的深度学习模型搭建,省略飞行器外形的参数化表达。测试结果说明,深度残差网络作为数据代理模型的精度是随机森林和双隐层神经网络的3倍以上,而基于图片识别的代理模型精度提高有限。研究表明,深度残差网络在乘波体等易于生成大量数据的气动外形的性能预测中效果明显,为深度学习技术在气动外形设计中的应用奠定了基础。 相似文献
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密切曲面内锥乘波前体进气道设计和试验研究 总被引:3,自引:0,他引:3
介绍了密切曲面内锥乘波前体进气道(Osculating Inward turning Cone Waverider Inlet,OICWI)的一体化设计方法,对该型乘波前体进气道的性能进行了数值分析,针对该型一体化乘波前体进气道完成了风洞试验研究。理论设计结果和设计状态无粘模拟结果一致,设计状态下的计算结果表明,前体进气道具有较高的总压恢复、较好出口流场均匀度及较高的流量捕获率。试验研究结果表明,改型一体化前体进气道在马赫数5~7条件下顺利启动,流场波系及压力分布同数值分析结果吻合。 相似文献