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301.
高超声速飞行器表面温度分布与气动热耦合数值研究 总被引:4,自引:0,他引:4
针对高超声速飞行器热防护设计中的高温气体非平衡效应问题和气动热环境精确预测问题,基于流场的非平衡Navier-Stokes方程、表面的能量守恒方程和内部的热传导方程,考虑流场的非平衡效应、表面的热辐射效应、催化效应和烧蚀效应以及热防护层内部的热传导效应,建立了初步的表面温度分布与气动热的耦合计算方法,完善了高超声速飞行器气动物理流场计算软件(AEROPH_Flow)。在表面材料为碳-碳(C-C)条件下,对飞行高度为65km和飞行速度为8,10km/s的半球以及飞行高度为50km和飞行速度为8km/s的球锥模型,开展了表面温度分布与气动热的耦合计算,验证了计算方法和计算软件,分析了表面温度分布对气动热环境的影响。研究结果表明:表面温度分布对气动热的计算结果有较大影响,在气动热环境的预测中,不仅要考虑热化学非平衡效应和表面催化效应的影响,还要考虑表面温度分布的影响,最好是采用表面温度分布与气动热耦合计算的方法,以减小表面温度分布对气动热计算结果的影响。为此,需要发展完善非平衡流场/表面催化和烧蚀/热传导温度场(气/表/固)的计算模型、耦合求解技术和计算软件,实现对高超声速飞行器的真实飞行条件下高温气体非平衡效应和气动热环境的精确模拟。 相似文献
302.
基于航空发动机叶片的全报废数据,建立了发动机叶片报废率威布尔分布模型,并运用中位秩的方法对威布尔模型的参数进行了求解。为验证所建立模型的有效性,运用某航空公司CFM56-7B航空发动机报废率数据对模型进行了验证,取得了较好的效果。所建立的报废率模型能够为航空发动机的送修目标确定、维修工作范围制定等提供理论的支持。 相似文献
303.
304.
对某矩形高负荷扩压叶栅在不同弦向位置开设全叶高抽吸槽的5组方案进行了数值研究,分析了抽吸槽弦向位置等参数对抽吸量分布规律的影响;通过叶栅实验探究了局部展向抽吸方案的效果.数值仿真的计算域包含吸附叶片内部的真空腔,边界条件按照实验条件设置.研究发现:全叶高抽吸方案的抽吸量沿展向大致呈C型分布;叶高中部和端部的主要抽吸效果都体现在叶高中部流场,端部的抽吸量对叶栅角区的回流有一定的抑制效果.抽吸量沿展向的分布规律受叶栅流道和叶片内腔流场的共同作用,因此应根据三维高负荷扩压叶栅流场的具体特性对吸力面抽吸槽/孔进行细化设计. 相似文献
305.
高速风洞静弹性模型设计和制造是静弹性风洞试验的一个关键。为解决模型设计周期长、制造费用高等问题,提出了一种基于立体光固化快速成型面向高速风洞大展弦比机翼静弹性模型研制方法。基于机翼刚度分布相似参数,采用机翼钢梁骨架和树脂蒙皮组合结构,通过优化结构尺寸完成静弹性模型结构设计;使用机械加工和快速成型技术完成模型制造,并通过地面刚度试验对加工模型进行了刚度分布验证。风洞试验结果表明:基于立体光固化成型技术设计和制造的静弹性风洞试验模型工程实用、可行,与传统静弹性模型研制过程相比,具有研制周期短、成本低而且不存在因填充物带来附加刚度的显著优势。 相似文献
306.
设计研制了采用钝体式孔板淬熄装置进行淬熄作用的富油-淬熄-贫油(Rich-quenchlean,RQL)驻涡燃烧室(Trapped-vortex Combustor,TVC)模型和试验系统,实现了富油燃烧-快速淬熄-贫油燃烧的分级燃烧。在常压状态下采用RP3航空煤油作为燃料开展了排放试验研究,分析并总结了当量比(包含总当量比和富油区当量比)、进口速度(马赫数)和进口温度等参数对采用钝体式孔板淬熄的RQL-TVC排放性能的影响。研究结果表明:不同进口温度或进口马赫数条件下,随着当量比的增大,氮氧化物(NOx)的排放指数(Emission Index,EI)呈现出先急剧升高,然后急剧下降并趋于平缓的趋势,在富油燃烧区当量比为1.1左右达到峰值,一氧化碳(CO)的EI值先保持平稳而后急剧下降,未燃碳氢化合物(UHC)的EI值呈现连续降低的趋势,燃烧效率持续增大,燃烧效率均高于95%,最大值达99%以上;进口温度较高或进口马赫数较小时,UHC和CO的EI值均较小,燃烧效率较高,而NOx的EI值较大,反之亦然。 相似文献
307.
几何构型对叶片应力的影响规律是高负荷弯掠叶片应力优化的关键。建立了带有弯掠与扭曲结构特征参数的叶片力学模型,研究了掠形与扭转构型对叶片应力分布的影响。结果表明:弯掠造成的附加弯矩与叶型截面形心位置紧密相关,弯曲应力极值可能出现在叶型前缘、尾缘和叶背中部三个区域;扭转造成的附加扭矩的大小由叶尖到叶根逐渐增加,在叶片自然扭曲率较小时,附加扭矩为负方向,其作用致使叶片解扭;对于典型弯掠叶片,其离心力作用下的径向力载荷决定着自身的截面平均应力水平,而附加弯矩和扭矩载荷决定着截面的应力分布形式。在给定的叶型条件下,可通过掠形方式的调整使附加弯矩与扭矩相抵消,降低叶片峰值应力30%以上。 相似文献
308.
为了深入研究旋转爆震发动机爆震波建立过程及形成机理,采用小能量火花单次点火的方式进行了一系列旋转爆震发动机起爆实验。发动机采用环缝-喷孔对撞式掺混方式,燃料为H2,氧化剂为空气,实验成功起爆旋转爆震波,并连续旋转稳定传播,爆震波传播频率为5.09~6.45k Hz,传播速度为1286~1644.8m/s。在发动机稳定工作过程中,集气腔与燃烧室相互影响,二者处于平稳的动态平衡。其次,通过对旋转爆震波起爆过程详细分析发现,点火形成的初始火焰在环形燃烧室经历一个类似DDT的火焰发展过程,成功转变为爆震波,且从点火到爆震波建立之间的火焰发展传播过程和时间间隔均表现出很强的随机性。此外,为验证小能量火花点火的可靠性,还进行了小能量点火重复性实验,发现在稳定工况条件下采用小能量点火成功率最高可达100%,各组旋转爆震波传播速度在1440m/s附近波动。 相似文献
309.
PIV技术在复杂二相流场中的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
光学元器件随飞行器在大气中飞行时,其工作性能越来越多地受到大气悬浮汇聚微粒的影响。大气微粒在复杂流场中呈现何种运动汇聚效应,对于合理准确评估机载光学元器件的工作效能具有十分重要的工程意义,而复杂气动流场中微粒分布状态的预估一直是飞行器外界环境研究中的一个难点。气动问题的复杂性、大气中微粒的多样性一直是制约各种试验手段展开、数值模型建立的主要因素。利用先进的激光粒子图像技术,在风洞中对舵面旋涡主导的复杂流场中的微粒速度及分布特性进行了实验研究。在测量舵面翼梢脱落旋涡特性的基础上,通过激光片光扫描流场全域,同时高帧频CCD相机同步曝光,利用PIV 拍摄到的流场中涡流截面内微粒分布的瞬态图像。结合图像后处理技术,对原始粒子图像进行互相关、二值化处理,通过对图像区域内的灰度值计算,统计相对流场截面内的粒子浓度系数,得到在复杂旋涡结构流场内瞬态粒子的分布特性规律。研究结果表明,利用大气中微粒在激光片光下的米氏散射原理,可以有效地拍摄到复杂流场结构下粒子光学散射及分布的特性图像,解决了传统环境测试设备无法对复杂条件下流场内粒子分布进行实时测量的缺陷;在旋涡为主导的流场中,大气中的微粒由向心力牵引,在涡核周围达到平衡运动状态,微粒环绕涡核形成一条环状带,这一区域中的粒子浓度系数要远大于自由流场中的微粒,涡核中心粒子呈“空洞”状态。 相似文献
310.