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131.
132.
为了获得外形控制参数对吻切锥乘波构型性能的影响程度,通过分析吻切锥乘波构型的生成特点和生成方法,在其参数化设计的基础上,运用正交试验设计方法分析了各个控制参数乘波构型性能的影响,确定了对气动性能和容积率影响较大的参数,为进一步合理确定优化空间和优化策略提供指导。运用CFD方法对典型外形进行了性能分析,结果显示:吻切锥乘波构型具有较高升阻比,下表面中心区流动均匀,可为高超声速飞行器机身/进气道一体化提供参考。作为应用,基于正交试验结果设计了以吻切锥乘波构型作为前体的一个高超声速飞行器,验证了设计方法的合理性。 相似文献
133.
利用CFD软件对五种不同拓扑三维燃料—空气快速混合喷嘴进行了数值计算;应用两相流模型和RNGk-ε湍流模型,描述了快速混合喷嘴内两相流动过程。计算得出5种拓扑燃料—空气交叉射流喷嘴中湍流强度分布、总压损失系数、在流向方向各个截面温度分布和出口径向温度分布、出口速度分布和出口径向质量分布系数。通过对这些数据的分析,结果表明,射流下游添加肋结构可以有效增强混合气的快速形成,肋添加越多,对燃料的破碎和燃料—空气的混合越有利。 相似文献
134.
针对飞行马赫数大于设计马赫数的情况,采用二维磁流体动力学方程对磁控进气道进行了数值模拟研究。数值模拟结果表明磁流体装置的电磁作用可以使非设计马赫数下进气道激波满足SOL(shock on lip)条件,并使出口处的流动变得均匀。分析了磁流体作用位置、宽度和深度等关键控制参数对该类进气道性能的影响,计算结果表明,磁流体作用区域越靠近飞行器前缘,而且在纵向越深,则进气道出口处的流动越均匀,但流率会有所下降;若磁流体作用区域较宽,则需较小的磁场就能使非设计马赫数下进气道的激波结构满足SOL条件。 相似文献
135.
136.
弹用S弯进气道气动性能试验 总被引:1,自引:2,他引:1
对一种弹用S弯进气道进行了试验,结果表明:①偏航角一定,攻角由负到正变化时,总压恢复系数先上升后变化不大,|DC60|则先下降后小幅升高;②攻角一定,总压恢复系数和|DC60|随偏航角的增加均呈先升高后降低的趋势;③大的攻角和偏航角组合状态下,总压恢复系数较低,|DC60|偏大,但随偏航角进一步增大,进气道性能有所改善;④进/发匹配点处,进气道出口压力功率频谱较平坦且对姿态角和来流马赫数的变化均不敏感;⑤发动机小流量状态时,进气道模型发生了喘振,频率约为150 Hz. 相似文献
137.
为研究超声速气流中液滴与气流的混合及液滴蒸发对混合的影响,采用大涡模拟(LES)方法数值仿真了超声速混合层内液滴两相流流场结构,气相流场采用亚格子(SGS)模型和切应力输运(k-ωSST)湍流模型,液相模拟采用轨道模型和单液滴蒸发模型。在混合层前缘入口处均匀持续地投放液滴,并在液滴入口处下方添加非周期小扰动,并观察液滴蒸发过程对该小扰动造成的影响。分析了入口小扰动在流场中不同的发展情况,发现液滴的蒸发过程使混合层厚度增加并加速混合层的发展,对气相流场扰动较强,可能导致流动失稳,对混合过程有很大的促进作用。 相似文献
138.
宽马赫数范围高超声速进气道转动唇口变几何方案研究 总被引:7,自引:4,他引:7
结合简单一维流理论讨论了一种工作于Ma=4~7、采用可转动唇口的变几何二元高超声速进气道设计方案,并利用数值仿真手段对其Ma=4下的自起动性能及其他不同工作马赫数下的性能进行了研究.结果表明:所设计的变几何进气道必须辅以附面层排移措施才能在Ma=4下顺利实现自起动;该变几何方案Ma=4下的流量系数达0.7以上,这为飞行器加速提供了强有力保障;与定几何进气道相比,变几何进气道高低马赫数下的总体性能均得到显著提高;此外,转动唇口的铰接位置对自起动性能有重要影响. 相似文献
139.
140.
轴流压气机转子尖部三维复杂流动Ⅱ——数值模拟研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在实验研究和理论分析的基础上,对亚声速压气机转子尖部复杂流动做了数值模拟研究,旨在进一步深入研究叶尖间隙和进口总压分布对转子叶尖复杂流动的影响。首先通过对与实验条件相同的转子尖部复杂流动的数值模拟研究,校验了数值模拟结果,并分析了转子尖部复杂流动速度场、压力场和涡量场分布特性。然后通过改变叶尖间隙尺度和进口总压分布,研究了二者对近叶尖复杂流动的影响。研究结果表明:当叶尖间隙小于1%叶片弦长时角区旋涡的发展是导致转子失速的关键;而当叶尖间隙大于2%叶片弦长时叶尖泄漏涡的发展是导致转子失速的关键;改变进口总压分布可以合理地组织转子尖部流动并扩大转子工作裕度。此外,通过观测近叶片吸力面二维涡线的发展趋势可以判断叶尖复杂流动的发展状态。 相似文献