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211.
侧板构型和唇口位置是影响侧压式进气道性能的关键参数。选取了5个具有一定代表性的状态点对前/后掠进气道模型进行了计算和分析,重点比较了当侧板前/后掠时进气道的流量系数、压升、出口气流均匀度等性能。通过对比分析,发现侧板前掠时进气道的流量系数、压升大于侧板后掠结果,且进气道出口流场更均匀。当马赫数较低时,前/后掠进气道性能差别比较明显:同为50%溢流窗,来流马赫数4时,侧板前掠的进气道流量系数比侧板后掠的情形高出7.7%;而当来流马赫数为8.09时,侧板前掠的进气道流量系数仅高2.6%。 相似文献
212.
前体边界层状态对高超声速进气道流动结构及性能的影响 总被引:1,自引:2,他引:1
采用CFD方法研究了前体边界层状态对轴对称高超声速进气道的波系结构、激波/边界层干扰特性以及流量捕获能力、总压恢复系数等的影响,获得了不同马赫数下进气道性能参数随一级锥边界层强制转捩位置的变化规律,并对采用二维粗糙体作为强制转捩措施给流场所带来的干扰进行了分析,研究中还对比了具体进气道设计方案间的差别. 相似文献
213.
目前,带缝隙钝舵的缝隙引起的流场结构和气动加热规律变化,还很不明确,需要研究缝隙诱导所形成旋涡的空间分布特征和旋涡运动对物面气动加热的影响规律。通过分析高超声速钝舵缝隙气动加热问题,基于无缝隙钝舵,建立一种带缝隙钝舵简化模型。使用有限体积方法求解可压缩Navier-Stokes方程,通量采用van Leer通量向量分裂方法计算。插值采用MUSCL方法,时间项采用LU-SGS隐式方法。结果表明:无缝隙钝舵流场结构相对简单,带缝隙钝舵流场结构同无缝隙钝舵相比要更为复杂,舵轴上游缝隙内会出现马蹄形涡串结构,相应地在缝隙的上下表面均会出现马蹄形高热流区;受缝隙诱导分离再附流动的影响,在舵轴迎风面以及舵体侧面后部均形成了局部高热流区。 相似文献
214.
215.
216.
为了削弱级间泄漏流对压气机性能的不利影响,提出了一种基于Coanda型几何进出口的级间结构,并以一个亚声速单级轴流压气机为研究对象,数值模拟了5°,10°,20°三种不同级间进出口几何角度对压气机性能的影响。结果表明:改进后的级间进出口几何结构使得压气机流量和效率均略有提升。分析原因是级间出口泄漏流以较小角度与主流汇合,增大了静叶进口气流的轴向速度、径向速度,使得静子通道流动堵塞程度减轻,总压损失减小,扩压能力增强。同时,新结构还减小了级间泄漏流的流量系数,改善了级间封严效果。5°,10°,20°角度下的压气机效率最大分别提升了0.68%,0.63%,0.62%。 相似文献
217.
为获得高主流湍流度时全气膜涡轮叶片表面的冷却和换热特性,在跨声速风洞中实验研究了质量流量比(MFR)和主流雷诺数(Re)对叶片表面气膜冷却效率和换热系数比的影响。在叶片前缘布置了5排圆形孔,在吸力面和压力面分别布置了3排和6排圆形孔,实验结果由嵌入在叶片中截面的热电偶测得。实验中基于弦长的主流雷诺数的范围为3.0×105~9.0×105,叶栅出口马赫数Ma为0.8, MFR的范围是5.5%~12.5%,主流湍流度Tu为14.7%。实验结果表明:主流雷诺数升高显著增强了叶片表面的换热,使层流边界层到湍流边界层的转捩位置提前。对于吸力面S/C0.2的区域(S/C为当地弧长与弦长之比),气膜冷却效率受MFR影响明显,当MFR大于7.7%时提高MFR会导致气膜冷却效率降低;该区域的换热系数比在中低雷诺数时受MFR影响较小,在高雷诺数时随MFR升高而升高。压力面S/C-0.7区域的气膜冷却效率随MFR升高而升高,-0.7S/C-0.4区域的气膜冷却效率受MFR影响较小,对于整个压力面而言,MFR升高提高了叶片表面的换热系数。相对于叶片其它区域,压力面后半段区域和吸力面的气膜冷却效率受雷诺数影响较大。 相似文献
218.
219.
从饱和打击任务需求出发,针对多高超声速飞行器时间协同再入制导问题进行研究,提出时间可控再入制导律和协同再入制导架构,在改善现有制导律实时性、在线约束管理等性能的基础上,重点解决再入飞行时间不可知、不可控问题,最终实现时间协同再入飞行。协同再入制导结构分为两层,其中底层提出了基于神经网络的时间可控再入制导律,以实现再入飞行时间的可知性与可控性为目标;上层根据不同再入阶段特点设计相应的协调函数,生成时间协调信息。该结构适用于集中式或分布式的通讯结构,同时上层协调策略可以根据任务需要进行有针对性的设计与拓展。最后,通过仿真验证了时间可控再入制导律对时间的可控性和协同再入制导结构的有效性。 相似文献
220.
对于现代高超声速飞行器的设计而言,除了需要保证高超声速的性能外,还必须兼顾满足工程需求的亚跨超声速特性。首先,采用雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程流动求解器,结合基于Kriging模型的代理优化算法,开展了高超声速飞行器宽速域翼型的优化设计研究,设计出了一种下表面具有双"S"形特征的新翼型。综合性能评估结果表明,该翼型相比于常规的高超声速翼型,在跨声速和高超声速下具有更加优良的气动特性;其跨声速状态下的升阻比达到78.9,高超声速状态下的升阻比达到5.94,能够实现宽速域内良好的综合气动性能。其次,开展了仿德国"桑格尔号"(SANGER)空天飞机运载机机翼的气动特性研究,对配置宽速域翼型与常规高超声速翼型的机翼进行了气动力特性综合对比分析。结果表明,配置新翼型的机翼在宽速域范围内整体气动性能更优,说明所设计的宽速域翼型在三维机翼上也具有一定的实用价值。 相似文献