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291.
超音速公务机声爆计算与布局讨论 总被引:1,自引:1,他引:0
超音速公务机是航空工业的重要发展方向之一,低声爆设计技术是超音速公务机的关键技术,但国内在该领域几乎没有任何研究基础,无法为超音速公务机提供足够的设计支持。为此,介绍了两种计算声爆的方法:一是从超音速流动的线化方程出发,推导体积和升力产生声爆强度的估算方法,该方法适用于飞机概念设计阶段;二是从非线性声学传播方程出发,使用CFD近场结果作为输入,编程计算声爆强度,该方法适用于飞机初步/详细设计阶段。在此基础上,对影响声爆强度的参数进行初步分析,结果表明:飞机重量和飞行高度对声爆强度影响很大,展弦比、翼载等参数对声爆强度的影响较小;"细长机身+鸭式布局+大后掠三角翼"布局比较有利于减小声爆强度。 相似文献
292.
293.
联合射流控制技术的增升效果和机理 总被引:4,自引:0,他引:4
数值模拟联合射流翼型的绕流,研究联合射流控制技术的增升效果和机理.主控方程选为定常可压缩流动的质量加权平均N-S方程和S-A湍流模型,使用Fluent软件进行数值求解.计算结果表明,联合射流控制技术可以有效地减小翼型的零升迎角、提高翼型的最大升力系数和失速迎角.通过理论分析,揭示了联合射流控制技术的增升机理,即通过增加翼型上表面的流速从而增大绕翼型的环量,通过向边界层内注入能量从而延迟翼型大迎角下的流动分离. 相似文献
294.
目前脉冲爆震发动机的起爆主要采用爆燃向爆震转变的方式实现,而爆燃波发展缓慢,消耗了循环周期的很长一段时间。为缩短爆燃向爆震转变的时间和距离,本文研究了一种新型蒸发管点火系统,用蒸发管对两相混合物进行预蒸发,在预燃室内点火形成火焰射流进入主爆震室,实现主爆震室内两相混合物的快速短距离起爆。热态实验在内径120mm,长2500mm的爆震室上进行。与火花塞直接在主爆震室点火相比起爆时间可以从12.5ms缩短到2~3ms,起爆距离可以从1350mm缩短到775mm。预燃室长度和个数对起爆过程也具有非常明显的影响,长度和个数的增加都有利于爆震波的起爆。 相似文献
295.
弹体自旋条件下姿控发动机控制律设计 总被引:3,自引:0,他引:3
针对大气层内带有横向喷流姿控发动机和尾部气动舵的导弹,研究了弹体自旋条件下的姿态控制问题。以导弹的横向加速度为输出,建立了姿态系统数学模型,并对模型进行了分析和简化。考虑了双通道控制和单通道矢量控制两种控制方式,针对姿控发动机的离散工作特点,分别研究了控制律设计问题,实现了横向加速度的快速跟踪。针对喷流干扰效应,给出了喷流放大因子的在线估计算法。最后,进行了数值仿真,仿真结果说明了所提方法的有效性。 相似文献
296.
密集型阵列冲击射流换热特性实验 总被引:7,自引:2,他引:5
设计了多种不同几何参数的阵列射流冲击孔实验件,利用红外热像仪对其冲击冷却进行了热像显示实验,获得了冲击射流雷诺数和几何参数对局部对流换热特性的影响规律.结果表明:①对流换热系数随着射流雷诺数Rej的增加而逐渐增大;②随着孔间距的或者冲击间距的增大,冲击冷却的对流换热效果逐渐减弱;③当孔间距与孔径之比在3~5时,顺排阵列射流的强化换热效果优于叉排,而当孔间距与孔径之比为2时,在阵列射流上游叉排排布的强化换热效果优于顺排,而在下游则顺排排布的强化换热效果占优. 相似文献
297.
298.
设计和组装一台实验装置,研究了柴油通过压缩空气进行喷射时,静电场对轴对称射流液体的浓度分布影响。结果表明:在无电场作用时,随着靶盘距喷嘴距离的增加,液流浓度逐渐减小;当喷雾压力增加时,射流轴线上的液流浓度变化较大;随着距轴心线距离的增加,液流浓度的变化逐渐趋于平缓,最后基本达到稳定。在静电场作用时,随着电场强度逐渐增大,液流的雾化分布与增加空气压力时液流的雾化分布具有基本相同的特点,电场强度对射流轴线上液流浓度的影响最为明显。利用实验结果拟合了液流浓度的准则关系式,得到了无量纲坐标内液流浓度的变化规律,为获得最佳雾化效果的设计提供了参考。 相似文献
299.
300.
结合现有交变波瓣喷管的特点对基准波瓣喷管进行处理,设计了一种新型交变波瓣喷管——剑形深波谷交变波瓣喷管.采用数值方法研究了扇形处理和斜切处理对剑形深波谷交变波瓣喷管射流掺混的作用.结果显示,随着扇形处理和斜切处理各自改型程度的增加,波峰尾流区掺混速度变快,而核心区主流完全掺混所需距离略有增加.斜切处理促进掺混能力优于扇形处理,扇形处理后引射能力和流动损失基本不变,斜切处理后引射能力和流动损失稍有减小.计算结果还表明流向涡的形态对掺混效率的影响大于流向涡的强弱. 相似文献