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《中国航空学报》2016,(6):1517-1526
This study proposes a quasi-one-dimensional model to predict the chemical non-equilibrium flow along the stagnation streamline of hypersonic flow past a blunt body. The model solves reduced equations along the stagnation streamline and predicts nearly identical results as the numerical solution of the full-field Navier-Stokes equations. The high efficiency of this model makes it useful to investigate the overall quantitative behavior of related physical-chemical phenomena. In this paper two important properties of hypersonic flow, shock stand-off distance and oxygen disso-ciation, are studied using the quasi-one-dimensional model with the ideal dissociating gas model. It is found that the shock stand-off distance is affected by both chemical and thermal non-equilibrium. The shock stand-off distance will increase when the flow conditions are changed from equilibrium to non-equilibrium, because the average density of the shock-compressed gas will decrease as a result of the increase in translational energy. For oxygen dissociation, the maximum value of its dis-sociation degree along the stagnation line varies with the flight altitude. It is increased at first and decreased thereafter with the altitude, which is due to the combination effect of the equilibrium shift and chemical non-equilibrium relaxation. The overall variation of the maximum dissociation is then plotted in the speed and altitude coordinates as a reference for engineering application. 相似文献
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选择进气道外压缩段的气流转折角为设计变量,以进气道的压升比为约束条件,分别以总压恢复系数和阻力系数为优化目标,基于一维气体动力学,在飞行马赫数6,飞行高度25 km,进气道出口气流方向与自由来流夹角等于0,°2,°4°和6°的条件下,对二维混压式高超声速进气道进行了优化设计,得到了优化的斜激波配置。优化结果表明,在所讨论的各种情况下,以阻力系数最小为目标得到的外压缩段斜激波系与以总压恢复系数最大为目标得到的外压缩段斜激波系基本相同,都近似为等强度斜激波系。运用数值模拟手段验证了等强度斜激波系配置原则,本文提供的方法可以用于二维混压式高超声速进气道的初步设计。 相似文献
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带放气槽的定几何二元倒置“X”型混压式超音速进气道实验研究(英文) 总被引:1,自引:0,他引:1
针对一种带放气槽的定几何二元倒置"X"型混压式超音速进气道进行了风洞吹风实验。结果表明:随着来流马赫数的增加,进气道总压恢复系数不断减小,流量系数却先增加,在设计点达到最大值后减小;当攻角变化时,两侧进气道变化各异,在小攻角α≤60时,随着攻角的增加,迎背风两侧进气道的总压恢复系数均有所下降,但背风侧进气道总压恢复系数高于迎风侧进气道,在流量系数方面,背风侧进气道先增加后减小,而迎风侧进气道一直保持缓慢下降,但两侧总的流量保持变化不大,在大攻角(α=60-90)状态下,背风侧进气道总压恢复系数和流量系数均下降剧烈,而迎风侧进气道总压恢复系数下降但流量系数却有所上升;同时,通过与不带放气槽进气道的速度特性以及反压特性对比发现,放气槽的存在不但增加了进气道的稳定工作范围,而且对进气道在高马赫数下性能的提高也大有裨益。本文为倒置"X"型进气道的设计、改进提供了实验依据。 相似文献
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Francois Falempin 《推进技术》2010,31(6):650-659
法国正在致力于发展高超声速吸气式推进系统和推阻平衡预测能力所需要的技术。通过地面试验研究完成其大部分技术开发,目前正在对燃烧室进行攻关研究,以确保燃烧效率和结构热力强度满足要求。另一方面,为了掌握推阻平衡技术,必须进行飞行试验。因此,MBDA和ONERA正在推进LEA飞行试验计划。此计划始于2003年1月,准备在后续几年内完成马赫数4到8的若干次飞行试验。在2009年中期,通过关键设计评估完成了LEA飞行器推进系统的验证。将确定在2011年春季通过一系列自由射流试验验证飞行器的推阻平衡。此外,系统地开展了可重复使用运载器和高速民用飞行器的可行性和可实现的工作性能研究。 相似文献
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SEA与仿真相结合的高超声速巡航飞行器系统效能评估 总被引:1,自引:0,他引:1
SEA方法与工程/交战级攻防对抗仿真相结合的效能评估框架,解决了SEA方法的建模问题。本文应用此框架以高超声速巡航飞行器为例研究了其系统效能,框架中基于测度论提出了效能指标,通过对基于HLA的攻防对抗仿真系统的输出测量,达到评估飞行器系统效能的目标,最后以一个简单的战情为应用对象,使用上述评估框架分析高超声速巡航飞行器的系统效能。 相似文献