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251.
高超声速钝体尾流光电特性的计算 总被引:1,自引:0,他引:1
本文提出了一个高超声速非烧蚀钝体尾流全流场的简化模型和简化的空气化学模型。该模型用于化学非平衡尾流积分电子密度与NO_2化学发光辐射等参数的计算。对于NO_2化学发光辐射既求得了整个频谱范围内的总辐射,也求得了分谱辐射强度。计算结果与弹道靶测量数据进行了比较,它们之间的一致性良好。 相似文献
252.
展向截断曲面乘波压缩进气道气动布局 总被引:2,自引:2,他引:2
描述了所设计的展向截断曲面乘波压缩进气道.其特点是采用曲面乘波压缩前体,前体进气道压缩面基准流场由等熵压缩波轴对称流场组成,三维乘波面采用密切曲锥方法由前缘线各点流线跟踪拟合构成流面.乘波面根据飞行器和发动机的宽度要求进行了截断.数值计算和风洞试验结果表明:与相同几何收缩比的四波系压缩进气道相比,在马赫数为4.5时,曲面乘波压缩进气道流量系数提高12%,总压恢复系数提高39%;在马赫数为6时,曲面乘波压缩进气道流量系数提高4%,总压恢复系数提高50%.超然冲压发动机性能明显提高. 相似文献
253.
民用飞机试飞中拖锥部件一般拖出于机体后部一定距离来测量大气的静压,得到的数据用以对飞机的静压系统(总静压管、静压源)测得的静压数据进行校准。了解拖锥的测压特性对提高静压校准,乃至空速校准都有着重要的意义。目前对拖锥系统的校准方法主要为塔校,该方法覆盖的飞行马赫数一般在0.4以下。为了得到拖锥高马赫数下的测压特性,创新性地在跨声速风洞中对其进行了研究。研究使用了真机使用的拖锥作为主要试验件,全面分析并设计了专门的试验方案,利用跨声速风洞试验技术,在0.3至0.82马赫数范围内对拖锥管路进行了固定角度以及全自由拖锥风洞试验,得到了有规律的压力测量数据。研究内容补足了拖锥校准的马赫数覆盖范围,完善了拖锥校准体系。 相似文献
254.
针对涡扇发动机二元收扩(2D C-D)排气系统,数值探究了加力隔热屏与中心锥气膜冷却对热部件温度的影响,并揭示了冷却措施对排气系统的红外抑制作用以及随之引起的推力系数变化。结果表明:对加力隔热屏开气膜孔可有效降低隔热屏温度,其峰值最大降低10.3%,且加力隔热屏结构、气膜孔倾角不同均会影响内外涵流量分配;加力隔热屏气膜冷却主要抑制30°~75°的红外辐射,辐射强度可降低8%~25%,但同时推力系数最高降低5.3×10-3。对加力隔热屏与中心锥采取联合气膜冷却后,中心锥表面温度明显降低,0°~10°的红外抑制作用效果显著,辐射强度降幅最高达31.3%,随之引起的推力系数损失不超过3.0×10-3。 相似文献
255.
针对燃烧室高速气流中低压组织燃烧需求,本文分析驻涡稳定器-径向稳定器组合结构的燃烧性能,对驻涡燃烧室传焰和稳焰结构的优化设计提供支撑。研究采用实验和数值模拟相结合的方法,在0.06~0.08MPa的负压条件下,获得了组合稳定器结构的燃烧效率、出口温度分布和热态流场。结果表明,径向稳定器的存在使得燃烧室出口产生了明显的温度不均匀现象;降低燃烧室总压将导致燃烧效率明显恶化,总压每下降0.01MPa,对应的燃烧效率将下降约5%。燃烧区的位置与流场息息相关,在热态燃烧过程中,高温区集中在凹腔侧边和径向稳定器外侧,燃烧室中央部分存在来源于凹腔值班级、并沿径向稳定器传播的火焰。余气系数的提升将增加主流供油的穿透深度,导致燃烧区进一步集中在燃烧室两侧,出口温度不均匀程度将由此上升,当余气系数下降到2以下时,燃烧室两侧燃油的富集将导致燃烧效率下降。 相似文献
256.
257.
软式加油过程中软管鞭打现象数值模拟研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对空中加油过程中软管锥套系统产生的鞭打现象进行了数值模拟.流场计算中的空间离散采用Osher格式,紊流模型采用S-A一方程模型;运用“刚杆-球铰”模型离散方法对软管锥套系统建模,建立了软管多体系统模型并推导其运动控制方程;采用一类基于相邻单元搜索算法,通过搜寻软管节点所在加油机尾流场网格的宿主单元,建立软管微段气动力与流场的联系.运用方法对软管锥套系统的动态特性进行了仿真,结果与国内外飞行试验结果相吻合. 相似文献
258.
259.
为了给先进旋涡燃烧技术实际应用提供理论依据,采用实验和数值模拟相结合方法,对环形先进旋涡燃烧室流动和燃烧特性开展研究。首先采用粒子图像测速技术,对三对钝体布置先进旋涡燃烧室,进行冷态流动特性实验。在此基础上,对燃氢螺旋布置18对钝体的环形先进旋涡燃烧室的燃烧特性,开展了数值模拟。结果表明:(1)有后钝体存在,可以抑制气流在前钝体后面形成旋涡脱落,从而减小了流通气流的流动阻力;(2)在凹腔喷射气流的作用下,相对于无喷射条件下凹腔内形成的旋涡结构拉长,而且占据了整个凹腔;(3)随着主气流当量比增加,流经环形AVC气流在前、后钝体间的凹腔内的旋涡结构更加趋于对称,出口平均温度、燃烧效率、NOx质量分数和总压损失系数也增大,出口温度分布系数减小。(4)喷射角在45°范围内,随着喷射角的增加,燃烧效率和出口平均温度增加,NOx质量分数、总压损失系数和出口温度分布系数减小。 相似文献
260.