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大涵道比翼吊发动机喷流气动干扰研究 总被引:2,自引:0,他引:2
研究了涡扇动力翼吊布局飞机考虑动力效应时的流场数值模拟和气动干扰的若干问题。在数值模拟方法方面,介绍了便于实际工程应用的发动机进排气边界状态参数设定算法;通过设定无总温总压增量的喷口边界模拟发动机的无动力状态,避免了研究喷流效应时由通气短舱和喷气构型之间的几何外形差异带来的网格差异对计算结果的影响,提高了复杂构型流场数值模拟结果的可信度。通过数值模拟发现,发动机喷流的引射虽然可使气流加速从而降低翼面压力,但发动机做功导致的翼面压力抬升亦不可忽视。发动机喷流可能引发强烈的挂架气动干扰,其原因是由机身、发动机、机翼和挂架构成的收缩-扩张流道引起的气流加速。通过适当延长和增厚挂架可以削弱这种干扰。 相似文献
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动网格在固体火箭发动机非稳态工作过程中的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
利用Fluent流场计算软件、动网格技术、UDF文件,用DEFINE_GRID_MOTION定义燃面边界的移动,用DEFINE_PROFILE定义边界类型,考虑侵蚀燃烧、压强变化率对推进剂燃速的影响,对轴对称变截面固体火箭发动机的非稳态工作过程内流场进行了瞬态分析.得到了变截面轴对称固体发动机稳态工作过程中装药燃面推移图像,并得到了发动机内弹道参数分布云图及其随时间的变化规律. 相似文献
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通过求解轴对称 N-S 方程,对Φ1 m 高超声速风洞马赫数3和6状态下的流场进行了模拟,计算结果与试验数据基本一致,验证了所用数值方法的可信性。在此基础上,对比研究了马赫数3和6状态下采用闭口等直圆截面和开口自由射流两种试验段结构形式的超声速/高超声速风洞在起动条件下的稳态流场性能。结果表明:采用闭口等直圆截面试验段和开口自由射流试验段的流场均匀区内速度场性能指标均满足相关标准要求;马赫数3喷管采用闭口试验段时,沿风洞轴向-300mm~900mm 截面范围内的流场均匀区直径均保持在Φ882mm 以上,均匀区面积较开口试验段增加了约31.57%;马赫数6喷管采用闭口试验段时,均匀区面积比开口试验段仅增加了约8.24%,流场品质略为提高。超声速条件下,闭口试验段的流场均匀区增加明显;但在高超声速条件下,闭口试验段的流场均匀区增加比较有限。 相似文献
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研究民用飞机动力失效对飞机起飞阶段纵向气动特性的影响规律及其机理,对保证飞机有效操纵和安全飞行具有重要意义.采用在点对点多块结构化网格系统上求解三维可压缩雷诺平均N-S方程的数值方法,研究发动机动力失效对某民用飞机起飞构型纵向气动特性的影响.通过DLR-F11模型验证研究方法对民用飞机高升力构型气动特性的预测能力;针对安装动力短舱的某翼吊涡扇发动机民用飞机起飞构型,通过对比其发动机在正常工况和失效时飞机气动特性的差异,得出动力失效对飞机纵向气动特性的影响规律及机理.结果表明:动力失效后,不但溢流效应会使飞机阻力系数增大;还会导致发动机进、排气特性较正常工作状态明显不同,恶化短舱附近流场,对飞机的升力、失速特性带来不利影响. 相似文献
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