激光等离子体减阻技术研究进展

利用激光等离子体减小高超声速飞行器的气动阻力对节能和最大限度地提高飞行器性能具有重要的意义。简单概述了高超声速飞行器的军事需求及等离子体减阻技术的分类;总结了激光等离子体减阻机理的实验研究和数值模拟情况;讨论了等离子体能量、点火位置和形状等参数对减阻性能的影响,目前利用激光等离子体技术可以减小70%的波阻。针对中国的激光等离子体减阻研究工作,分析了目前国内外研究中存在的问题,提出了深入开展激光等离子体减阻机理研究等建议。     

后缘锯齿襟翼对翼型气动特性的影响研究

针对在翼型后缘增加锯齿襟翼与格尼襟翼的差异性,以及二者对翼型的空气动力特性有何改善等问题,在某民用运输机机翼翼型下表面后缘处增加锯齿襟翼,对其进行了空气动力特性试验和计算。结果表明,增加一定高度的后缘锯齿襟翼,能够减弱和改变翼型下表面后缘处气流的流动,从而减少和改变翼型下表面尾涡的涡量和涡量变化率,达到增加翼型升力、减小翼型阻力的目的。     

V型沟槽表面流动换热的比拟特性

利用实验的方法,对静止状态下"V"型沟槽表面通道在不同雷诺数下的流动与换热特性进行了比拟研究.研究结果表明:相比平板通道流动,宽与深均为0.5 mm(h=s=0.5 mm)的沟槽表面在实验范围内(10 000相似文献   

旋成体仿生凹坑表面减阻试验研究

基于非光滑表面减阻的仿生学理论,通过凹坑表面控制超声速旋成体附壁区的边界层结构来减小旋成体的阻力.利用3因素5水平的二次旋转设计,对排列在旋成体后部的仿生凹坑表面参数进行优化.Ma数为2.51,基于旋成体最大直径的雷诺数为1.9×106的风洞试验表明,旋成体后部的凹坑表面最大可减小旋成体4.98%的粘性前部阻力以及2.69%的底部阻力,总阻力最大可减小2.98%.通过二次旋转设计得到关于凹坑直径、深度以及凹坑轴向间距三个因素的二次回归方程,利用此方程得到的最优凹坑表面减少总阻力4.4%.     

硅橡胶涂覆织物的阻燃和烧蚀性能

为了提高硅橡胶涂覆织物的阻燃和烧蚀性能,本文采用在硅橡胶组分中添加阻燃剂的方法,制备出新型阻燃硅橡胶涂覆织物,对其阻燃性能与烧蚀性能进行测试,并与军用硅橡胶涂覆织物进行对比分析。实验结果表明:新型阻燃硅橡胶涂覆织物W-1和W-2的阻燃性能分别优于军用硅橡胶涂覆织物J-1和J-2,氧指数更高,续燃时间更短;两者的烧蚀性能比较接近,阻燃硅橡胶涂覆织物的氧乙炔烧蚀试验的停车时温度略低、最高温升却略高,且烧蚀层、完好层相近。     

基于翼尖涡物理特征的诱导阻力减阻机制实验研究

本文通过风洞实验研究了翼尖涡的物理特征以及诱导阻力的减阻机制。实验中利用3DPIV（三维粒子图像测速技术）技术得到了翼尖涡的物理特征,并基于本文提出并设计的翼尖气动力测量装置,得到了机翼翼尖处的诱导阻力。实验结果表明,机翼翼尖涡的无量纲环量会随机翼迎角及风速的增大而增大。翼尖涡无量纲环量的减小以及翼尖涡与机翼之间距离的增大都会引起诱导阻力的减小。具体而言,通过抑制翼尖涡的无量纲环量,增加翼尖涡与主机翼之间的距离,减小翼尖涡与机翼之间的相互作用,实现机翼翼尖诱导阻力的减阻。     

共轴刚性旋翼高速直升机风洞试验研究综述

共轴刚性旋翼高速直升机是下一代直升机发展的重点构型之一,风洞试验是突破其中关键空气动力学技术、推动该构型直升机从原理验证走向型号研制所依赖的重要手段.文中对国内外共轴刚性旋翼试验设施及相关风洞试验进行了介绍,综述了共轴刚性旋翼升力偏置、流场显示与测量、桨毂减阻、推进螺旋桨和机身气动特性等技术领域的试验研究概况及主要成果...     

再入航天器陶瓷拐角环防热计算与结构适用性分析

文章基于近地轨道及探月返回再入热环境,应用超高温陶瓷到再入航天器的典型防热结构,计算分析了再入过程中的防热结构温度场。利用温度场计算结果,再结合超高温陶瓷抗烧蚀性能以及结构设计与工艺性分析,就超高温陶瓷作为再入航天器防热结构的适用性进行了深入探讨。结果表明,由于超高温陶瓷的优良耐高温及耐烧蚀性能,在近地轨道及探月返回再入航天器防热结构上具有良好的应用前景。     

超声速边界层燃烧减阻技术研究进展

超燃冲压发动机流道内摩擦阻力占高超声速飞行器总摩擦阻力的绝大部分,使推力遭受较大损失.研究表明,与其他减阻方式相比,边界层内燃料燃烧的方式可大幅降低壁面摩擦力,然而其诸多的影响因素及其内部复杂的物理化学过程,使其减阻机理至今仍未完全清楚.分别从边界层燃烧减阻基本特性、实验和数值模拟、减阻机理三方面展开当前超声速边界层燃...     

沟槽壁面湍流减阻模化方法应用研究

为了解决雷诺平均Navier-Stokes方法和沟槽壁面模型直接数值模拟存在的建模和计算问题,开展沟槽壁面湍流减阻模化方法研究。借鉴Wilcox粗糙度模化思想,通过引入减阻百分比,分别建立与沟槽尺寸、壁面的函数方程,进而实现沟槽尺寸和壁面的模化方程建立,完成一种基于SST湍流模型的壁面粗糙度模化方法。选取NACA0012翼型和CRM翼身组合体开展沟槽壁面湍流减阻评估研究。研究结果表明：沟槽壁面具有明显的减阻效果,使翼型上表面速度对数区出现明显上移,飞机升力系数增加、阻力系数减小,明显提高飞机的整体气动效能。方法为沟槽壁面湍流减阻应用研究提供了一种新的数值模拟方法,具有很好的工程实用价值。