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971.
以弯曲激波压缩面设计的二元进气道具有较短的长度和较高的性能,研究了以等压力梯度弯曲激波压缩曲面设计的二元进气道一般性能,并以部分等熵压缩前楔板设计的二元进气道的一般性能与之作对比,以探讨前者在Ma 4~7高超声速范围进气道的外压缩面设计上的应用。对以等压力梯度设计的型面开展分析,进行了2D粘性计算并获得了稳定流场,显示进气道有较高的压缩效率。在相同总折转角条件下,通过对比不同起始角方案的进气道总压恢复和长度比,前楔板起始角不宜超过7°,进气道长度比可缩短约10%。在对比计算等压力梯度设计的进气道与部分等熵压缩进气道后,认为前者总压恢复性能要下降3%~5%,但激波封口设计点可以适当提前。最后尝试以流线追踪法扩展到三维乘波前体,在设计点附近获得平直的激波面,显示具较好的乘波特性和二元流动特征。 相似文献
972.
973.
随着未来临近空间高超声速飞行器高速度、长航时新需求的提出,飞行器高温流动与热防护系统相互作用凸显,引发极端力学、热学条件下气固界面多相催化等高温界面效应。回顾了高超声速飞行器中界面多相催化理论建模和数值研究历程,重点综述了界面多相催化的给定速率系数模型、含微细观特征的唯象模型、基于微观理论模拟的跨尺度模型的研究进展。总结了作者团队在飞行器界面多相催化效应建模、机理和应用相关方面的研究结果。结合未来飞行器减重、增程、保形的设计需求,进一步提出了国内后续研究的重点方向,以期支撑热防护系统轻量化、低冗余设计。 相似文献
974.
975.
976.
为避免高马赫数、大攻角来流引发的叶片颤振,将串列叶片技术引入到超声速通流风扇叶栅中,对其进行串列改型及气动性能研究。利用准二维数值模拟,对串列叶片前、后排叶片的弦长比参数进行了详细的对比研究。结果表明:影响气动性能的关键因素是后排叶片进口压力侧激波的落点,在本文研究条件下,随着弦长比的减小总压损失呈减小的趋势,当弦长比由0.99减小到0.43时,设计攻角下,15°折转角叶型总压损失可减小27%,30°折转角叶型总压损失可减小38%。进一步的研究表明,通过减小弦长比可有效控制后排叶片前缘斜激波在相邻叶片吸力侧的落点以实现损失降低,并且这种降低效应在小弯角叶型上比大弯角叶型更容易实现。 相似文献
977.
吸气式高速飞行器内外流高度耦合,激波-边界层干扰严重,壁面温度会影响边界层内的流动,进而影响气动特性。因此,准确评估风洞试验中的壁温效应,提高气动特性的预测精度,对飞行器设计至关重要。通过常规超高速风洞试验,结合数值模拟分析,开展了内流壁温对气动特性的影响规律及作用机理研究。结果表明:在常规超高速风洞几十秒的运行时间内,随着运行时间增加,飞行器内流道壁面温度不断升高,俯仰力矩以及内流道壁面压力均会出现显著变化,其中俯仰力矩的增加量需要2°舵偏角来平衡;此外,数值模拟分析进一步指出,飞行器俯仰力矩的变化主要原因是内流道壁面温度升高、边界层增厚、近壁低速区挤压中心的高速区,使得内流道等效面积减小、气流压缩,相应的马赫数减小、压力升高,并引起内流道激波波系前移,从而改变了内流道压力分布,最终导致俯仰力矩发生变化。 相似文献
978.
为模拟高超声速风洞中水蒸汽凝结现象,设计了一种基于稀疏波反射原理的凝结实验系统,采用“空间等效时间”思想,在固定位置测量流场随时间的变化,实现了0.14~1.4ms亚毫秒时间尺度的凝结。通过吸收光谱测量方法实现了凝结过程中流场温度、水蒸汽含量的高时间分辨率(100kHz)测量,对小时间尺度凝结现象的影响因素进行了分析。结果表明:不同亚毫秒时间尺度下凝结规律相同;水蒸汽含量或试验段初始压力增加,凝结发生越快,即喷管中的凝结位置越靠前,而发生凝结时的拐点温度越高;初始压力与水蒸汽含量不变时,压力下降速度越快,发生凝结位置越靠前,发生凝结时拐点温度相同。 相似文献
979.
980.