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粘性干扰效应是飞行器在高空、高马赫数飞行状态下所面临的诸多重要物理效应之一,对飞行器在这一区段飞行时的气动性能有着极其重要的影响.本文基于粘性干扰理论,结合参考温度方法提出了一种能够考虑粘性干扰效应的高超声速乘波体气动性能的工程预测方法,克服了传统工程预测方法不能计及粘性干扰效应的不足.文中对该方法的合理性进行了理论分析,并在飞行高度30~70km,飞行马赫数15~20范围内,通过本文提出的方法与传统工程方法以及计算流体力学(CFD)方法计算结果的比较,验证了本文所提出的方法的有效性. 相似文献
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吸气式高超声速飞行器前体/进气道一体化设计与试验 总被引:1,自引:1,他引:0
针对吸气式高超声速飞行器前体/进气道一体化设计的问题,以总体指标为约束,采用数值设计手段开展了前体/进气道一体化设计,并对高超声速飞行器进行测压/测力试验,考核了前体/进气道的一些主要性能,结果表明:①设计状态下,数值计算结果表明前体/进气道性能符合总体指标要求,设计手段有效;②数值手段模拟结果和风洞试验结果吻合良好,流量系数最大误差为4%,总压恢复系数最大误差为42%,数值算法有效;③前体/进气道的附加阻力随来流马赫数的增大而减小,0°攻角下,在来流马赫数为4时,附加阻力占总阻力的172%,在总体设计时应予以考虑;④在进行吸气式高超声速飞行器通流测压/测力试验设计时,应充分考虑进气道不起动的试验预案,防止由于进气道不起动导致整个试验的失败. 相似文献
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This paper focuses on the analysis of high-temperature effect on a conical waverider and it is a typical configuration of near space vehicles. Two different gas models are used in the numerical simulations, namely the thermochemical non-equilibrium and perfect gas models. The non-equilibrium flow simulations are conducted with the usage of the parallel non-equilibrium program developed by the authors while the perfect gas flow simulations are carried out with the commercial software Fluent. The non-equilibrium code is validated with experimental results and grid sensitivity analysis is performed as well. Then, numerical simulations of the flow around the conical waverider with the two gas models are conducted. In the results, differences in the flow structures as well as aerodynamic performances of the conical waverider are compared. It is found that the thermochemical non-equilibrium effect is significant mainly near the windward boundary layer at the tail of the waverider, and the non-equilibrium influence makes the pressure center move forward to about 0.57% of the whole craft’s length at the altitude of 60 km. 相似文献
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气动补偿空速管是与飞行安全性和飞机飞行的高度分层密切相关的重要器件,在改进现役飞机和设计新机空速系统中起着重要作用。本文依据多年来大量的气动计算和风洞实验所得到的结果,叙述了气动补偿空速管的原理、分类、设计思想、特点、风洞校准、气动计算、使用和发展等情况。 相似文献
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基于马赫数分布可控曲面外/内锥形基准流场的前体/进气道一体化设计 总被引:3,自引:1,他引:3
提出了一种高超声速飞行器乘波前体的外锥形基准流场设计方法,在锥面马赫数分布规律给定的条件下,通过有旋特征线法实现反设计,提高了基准流场设计的灵活性。该基准流场通过锥形"下凹"弯曲激波和波后等熵压缩波系压缩气流,可以在较短的长度内完成高效压缩。基于反正切马赫数分布外锥形基准流场设计的乘波前体具有较高的容积率,乘波特性良好且出口均匀,设计点时有黏升阻比为1.89。另外,基于该乘波前体和马赫数分布可控的内收缩进气道给出了一种双乘波的前体与进气道一体化设计方案,实现了内外流分别独立乘波,充分发挥了乘波前体和内收缩进气道的各自优势。 相似文献
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《中国航空学报》2016,(6):1582-1590
A design method based on tip to tail streamline tracing and osculating inward cone methods is discussed for designing the integrated Osculating Inward Cone Waverider Inlet(OICWI). A practical geometrical constrained experimental model of OICWI is designed based on the validated design method. It has a total contraction ratio of 4.61 and inner contraction ratio is 2.0. Wind-tunnel tests have been conducted for the OICWI model at free stream Mach number(Ma_∞) of 4.0, 3.5 and 3.0 respectively. The experimental results show that the OICWI has high flow capture ratio and compression abilities. It can self-start at Ma_∞= 3.5 and 4.0 and its flow capture ratio is 0.73 at Ma_∞= 4.0, and Angle of Attack(AOA) 0°. The research results show that the OICWI has advantages of inward cone waverider and streamline tracing inlet. Present OICWI is a novel approach for waverider inlet integration studies and it will promote the use of waverider inlet integration configuration in the studies of airbreathing hypersonic vehicles. 相似文献
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基于替代模型的高超声速前体/进气道一体化优化 总被引:1,自引:3,他引:1
采用基于替代模型的渐进优化策略对二维高超声速前体/进气道进行一体化设计优化,采用拉丁超立方试验设计法选择样本点,采用二维粘性CFD方法计算进气道流场来建立样本数据库,综合运用了多项式响应面、Kriging模型、BP神经网络和径向基神经网络等替代模型.相对于基准构型,前体/进气道的优化构型在设计态时提高了流量捕获与来流压缩能力,提高了总压恢复性能,同时减小了阻力系数,综合性能提高了5.3%;在非设计态时优化构型的综合性能也有不同程度的改善. 相似文献
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高超声速二维混压式前体/进气道设计方法研究 总被引:6,自引:5,他引:6
以飞行Ma数Ma=6,H=25km为设计点,分别采用等激波角和等激波强度设计方法,并考虑变比热、激波与附面层干扰等因素的影响,分别对唇口平直和唇口带有斜楔的超燃冲压发动机二维混压式前体/进气道进行了初步设计,分析并比较了几种方案进气道的设计点和非设计点性能及二维流场。研究表明,在低飞行Ma数下,唇口带有斜楔的前体/进气道起动性能和总压恢复优于唇口平直的,在高飞行Ma数下,唇口平直的前体/进气道冲压比高、外罩阻力小,而唇口带有斜楔的前体/进气道总压恢复系数高,外罩阻力相对较大。另外,分别采用等激波角和等激波强度方法设计的前体/进气道性能相近。本文提出的方法对于二维混压式高超声速前体/进气道方案的初步筛选具有一定的适用性。 相似文献