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《固体火箭技术》2021,44(1)
使用基于最短长度喷管(MLN)设计方法设计的轴对称喷管流场作为基准流场,采用流线追踪技术和基于代理模型多目标优化方法,并进行了非线性截短和偏置,设计出全新的三维流线追踪截短偏置超声速尾喷管。在非设计工况下对其进行了数值模拟,分析并对比了尾喷管在不同的进口和外流的马赫数和压力时其性能与流场结构的变化。外流马赫数和压力的改变对出口流场结构的影响显著,但对喷管内部流场几乎不产生影响;较大的外流压力会导致过膨胀现象,气流自尾喷管出口处向内偏向尾喷管轴向膨胀,尾喷管唇口附近马赫数将会增大。进口马赫数和进口压力增大,尾喷管的推力和俯仰力矩增大,其中进口压力与尾喷管推力升力性能呈近似线性关系,进口压力每增大5000 Pa,尾喷管的推力,升力和俯仰力矩增大8%左右。所做研究揭示了三维截短偏置高超声速尾喷管在非工况情况下工作的性能规律,将对三维非对称高超声速尾喷管的性能分析以及飞行器发动机设计提供参考。 相似文献
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边界层吸气对压气机叶栅角区分离损失的控制 总被引:1,自引:0,他引:1
压气机角区的大范围回流通常会引起叶片通道中的三维阻塞现象,并伴随有强烈的掺混流动损失。采用德国航空航天中心(DLR)开发的TRACE程序,在其推进技术研究所的高速压气机叶栅试验台(包含5个NACA65K48直叶片)上,研究了位于端壁上的边界层吸气措施——叶片弦中近尾缘吸气槽(MTE)对该直压气机叶栅通道的角区分离进行控制,减小二次流动损失,进而削弱其对总损失的影响。通过基于定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方法的数值模拟研究与相应的试验研究对比,端壁边界层吸气能够较好地重新组织角区气流流动,减弱附着于叶片吸力面尾缘的集中脱落涡,使得角区分离涡强度显著降低,由此引起的二次流损失也明显降低,与无吸气状态相比最大降幅可达81.2%;在设计状态下采用吸气流量率为1%的MTE,总压损失有很大程度的降低:在数值计算中,降幅为15.2%;试验测量中为9.7%。 相似文献
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The influence of dihedral layout on lateral–directional dynamic stability of the tailless flying wing aircraft is discussed in this paper. A tailless flying wing aircraft with a large aspect ratio is selected as the object of study, and the dihedral angle along the spanwise sections is divided into three segments. The influence of dihedral layouts is studied. Based on the stability derivatives calculated by the vortex lattice method code, the linearized small-disturbance equations of the lateral modes are used to determine the mode dynamic characteristics. By comparing 7056 configurations with different dihedral angle layouts, two groups of stability optimized dihedral layout concepts are created. Flight quality close to Level 2 requirements is achieved in these optimized concepts without any electric stability augmentation system. 相似文献
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827.
在飞机背部加装平衡木式探测雷达舱后,雷达舱支架的支撑形式和支杆剖面形状是重要的设计参数,对飞机阻力和横航向静稳定性有明显的影响。 相似文献
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