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371.
吸气式高超声速飞行器多学科动力学建模 总被引:3,自引:1,他引:3
高超声速飞行器一体化设计中存在气动/热/推进/结构弹性相互耦合的问题,首先根据飞行器的机体/发动机一体化设计思想构造了二维高超声速飞行器模型,并基于激波/膨胀波原理和动量定理建立了气动力模型,采用Chavez和Schmidt建立的超燃冲压发动机推进系统模型;在飞行器结构方面,引入变截面和变质量分布的自由梁结构模型,并采用Eckert参考焓方法分析的气动加热过程中承力梁不同轴向位置温度随时间变化特征,在此基础上运用模态法计算了燃料消耗和气动加热条件下结构的固有频率和振型特征,获得结构弹性变形的模型;最后建立了考虑热气动弹性和推进系统作用的飞行动力学方程。研究结果表明:质量变化对结构弹性特性影响比较显著,而气动加热的影响主要表现在振动频率方面,且会随着加热过程的持续而逐渐增强;结构变形会改变飞行器静配平状态,特别是在机体质量较大的最初飞行阶段,气动加热会强化结构变形对配平特征的影响;线性化系统的动力学特征分析表明,质量减小和结构变形均会增加短周期模态和振荡模态的不稳定特性,而对高度特性的影响不大,气动加热效应会进一步增加飞行力学和气动弹性的耦合特征,并导致弹性模态的稳定性降低。 相似文献
372.
发展了无粘外流解与气动热工程方法相结合的用于全机外形复杂流动气动加热计算技术,并将其与动态多体分离过程流场解相结合,提出了一种高超声速飞行器多体分离过程气动加热特性计算技术,然后耦合结构传热,实现了飞行器热防护系统中结构材料温度分布特性的数值模拟。采用本文方法,针对假定高超声速多体分离布局及飞行条件开展了分离过程中的结构温度分布特性与热流密度分布特性计算,分析并给出了组合体分离过程中部件干扰对气动热的影响特性。结果表明本文发展的计算技术可为高超声速飞行器的防热方案设计、气动热特性定性分析及热防护系统设计等提供技术支持。 相似文献
373.
374.
375.
张友华%刘德英%杨汝森%杨国铭%刘燕松 《宇航材料工艺》2007,37(4):70-72
分两个方面介绍了涂层材料低热流长时间气动加热试验情况.先对涂层材料进行试验筛选,再将性能较好的涂层材料制作成大尺度球锥模型,考核其整体热结构性能及粘接工艺.该试验研究利用了湍流导管试验技术,并将传统的用于高热流、短时间运行的亚声速电弧包罩试验技术拓展到低热流、长时间加热领域,成功进行了小尺度平板模型和大尺度球锥模型的长时间气动加热试验,试验时间达600 s,试验过程中流场参数稳定.试验结果表明,筛选出的涂层材料整体热结构性能及粘接工艺较好. 相似文献
376.
377.
高超声速有攻角钝头轴对称体的载人飞船返回舱的热流率计算,目前已有很多方法。迎面球冠的对流加热率可由风洞试验结果和Lees及Detra-Kemp-Ridded等的驻点热流理论作较好预测。拐角圆环区是返回舱上加速流最剧和气动加热最严重的地方。试验结果表明迎风倒锥附着流表面的热流率和背风倒锥分离流表面的热流率分别比零攻角驻点的热流率的15%和5%还低。 相似文献
378.
379.
为了研究气动谐振管内的加热现象,采用二维轴对称Euler方程组和显式MacCormack格式对谐振管内的非定常振荡流场进行了数值模拟.针对不同压力的驱动气体进行了计算,得到了谐振管底端压力振荡时间历程以及谐振管内其它气动参数的变化规律,确认了谐振管内的压力振荡是由于激波和膨胀波交替进出谐振管引起的,而且与驱动气体的压力相关.计算所得的谐振管底端压力振荡曲线与实验结果相一致,表明了所采用的数值方法对分析谐振管内的振荡流动过程是适用的. 相似文献
380.
为了揭示气膜加热和气膜冷却两种方式在影响规律机制上的异同,通过数值计算研究了两种方式单排圆柱孔在典型吹风比下(0.5,1.0和1.5)的射流-主流相干特征,并分析了热气流-冷气流温度比变化对气膜绝热加热或冷却效率的影响。研究结果表明:在相同的吹风比下,在气膜加热方式下喷注射流向主流的穿透趋向更为显著,引起喷注射流抬离壁面并在气膜孔出口附近诱导出尺度更大的卵形涡对;当温度比接近于1时,气膜绝热加热效率与气膜绝热冷却效率差异较小,随着温度比偏离1的程度加剧,气膜绝热加热效率与气膜绝热冷却效率差异显著增大。 相似文献