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142.
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开展了飞行器气动与隐身综合特性数值研究。分别利用时域有限差分法和数值求解N—S方程的方法对飞行器的电磁散射与气动特性进行了数值模拟,研究了钝锥体模型底部形状对其雷达散射截面(RCS)和零升阻力的影响。由数值计算结果可知:合理地改变钝锥体模型底部形状,可以降低模型的RCS。并且,随着椭球体轴的长度或锥体高度的增加,模型的RCS逐渐减小。当飞行马赫数为5.0,高度为20km时,底部形状为椭球体或锥体的模型,随着椭球体轴的长度或锥体高度的增加,模型的零升阻力略有下降。 相似文献
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针对高推重比、高隐身航空发动机的技术需求,提出了1种带气膜冷却的加力内锥、整流支板和火焰稳定器的加力燃烧室一体化设计方法,对一体化加力燃烧室的温升、壁温分布、总压恢复系数、CO排放和燃烧效率分别进行了计算。结果表明:该方法在保证加力燃烧室燃烧性能不变的前提下,能将现有的加力燃烧室长度缩短1/5,并使加力内锥壁温降低33.3茗。为实现高推重比、高隐身动力技术提供了新的思路和研究方向。 相似文献
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149.
钝缘舵高超音速湍流分离特性 总被引:1,自引:0,他引:1
给出由半圆柱前缘舵诱导的高超音速湍流分离的实验结果。实验气流Mach数为7.8,单位长度Re数为3.5×107m-1。结果表明:钝缘舵诱导的湍流分离极不稳定,分离激波出现大尺度低频振荡,使壁面压力和热流率无量纲标准偏差在主分离线附近达最大值。Mach数愈高,最大无量纲标准偏差值越大。在前缘区前缘直径是控制分离流场尺度和平均壁面压力、热流率分布的主要参数 相似文献
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首先对比了天上飞行状态与地面风洞状态下钝锥边界层的转捩特性,然后利用基于线性稳定性理论的eN方法对飞行状态与风洞状态下的钝锥边界层进行了转捩预示,最后研究了壁温比对高速钝锥边界层的稳定性及转捩的影响。研究结果表明,在低壁温比条件下,圆锥迎风中心与侧面的边界层先于两者之间区域转捩,转捩形貌与飞行实验结果相似;在高壁温比条件下,圆锥迎风面区域迟于侧面及背风面区域转捩,转捩形貌与风洞试验结果相似。壁温比是造成高速钝锥边界层转捩天地差异的重要影响因素。 相似文献