计算超声速战术导弹大攻角气动力的数值方法

本文给出了超声速大攻角情况下战术导弹气动力特性及压力分布的计算方法。该方法以Woodward,F.A.等人的有限基本解方法为基础。考虑了弹身头部涡、翼面前缘涡、翼面侧缘涡、后缘涡及诸运动涡系的影响,使其应用范围超出了小攻角的限制。 本方法适用于有、滚转有任意舵面偏转情况下正常式或前控导弹外形的气动力特性及压力分布计算。攻角范围直到25°。     

PARALLEL COMPUTATION OF SUPER-SONIC BLUNT BODY VISCOUS FLOWFIELDS IN PVM

ＰＡＲＡＬＬＥＬＣＯＭＰＵＴＡＴＩＯＮＯＦＳＵＰＥＲ┐ＳＯＮＩＣＢＬＵＮＴＢＯＤＹＶＩＳＣＯＵＳＦＬＯＷＦＩＥＬＤＳＩＮＰＶＭＹａｎｇＸｉａｏｈｕｉ，ＷａｎｇＺｈｅｎｇｈｕａ，ＷａｎｇＣｈｅｎｇｙａｏ（Ｄｅｐｔ．１，ＮａｔｉｏｎａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔ...     

横向喷流与超音速主流干扰流场的数值研究

 采用欧拉方程与可压缩涡对模型相结合的数值方法,研究了超音速主流与横向喷流干扰流场的气动特性。喷流横截面用一对反向旋转的可压缩涡来模拟。采用有限元Osher格式及非结构网格数值求解二维欧拉方程以得到非等熵外流场的气动特性及弓波位置。将欧拉方程数值解结果与可压缩涡对流场解结果相结合以研究喷流的轨迹及喷流横截面的变化。最后给出了数值模拟结果并与工程估算结果进行了比较,表明本文所述方法是可行的。     

超声速高超声速球锥绕流的边界层稳定性特点初探

本文对一个球锥组合体,在超声速来流及零迎角条件下,对其边界层的稳定性特点进行了分析并讨论了转捩预测问题。结果表明转捩总是最先出现在来流马赫数不太大,或来流雷诺数较高并且具有较大的周向速度或周向波数的情况下。     

变比热激波关系式及其在高超声速进气道计算中的应用

本文根据空气热力性质表建立了空气热力性质的解析表达式,从气动热力学基本方程和激波前后比热比不同出发建立并推导出完全变比热激波方程组及其解法。对分别使用变比热激波关系式与定比热激波和等熵流关系式计算结果进行的比较表明,使用变比热激波关系式进行高超声速进气道气动热力学分析计算,能够减少定比热假定产生的偏差,提高计算准确性。      

亚、超音速细长翼身组合体大迎角气动特性的计算研究

本文提出了一种适于初步设计使用、具有良好精度的亚、超音速细长翼身组合体大迎角气动特性的综合性计算方法。对大迎角情况下的涡升力,采用吸力比拟原理计算;位流升力的计算,采用基本解的数值计算方法。关于机翼翼剖面头部圆度和涡破碎对涡升力的影响,进行经验性修正。翼身干扰的贡献,通过翼身干扰系数进行计算。并按文[4]原理,将亚音速计算方法推广到亚音速前缘的超音速情况。对几种机翼与翼身组合体的计算结果表明,本文方法具有方法简便、计算快速和符合设计精度要求的优点。     

多喷管引射器的性能分析

应用气体动力学原理，推导了超音速多喷管引射器引射系数的计算公式。针对某型号发动机进气防砂滤清砂引射器，进行了性能特性计算和试验。结果表明，随着主次流压比降低、温度比增大，混合管与主喷管截面积比增大以及混合管长径比增大，引射系数均随着增大。在相同工况条件下，Ｌｍ／Ｄｍ＜７．０时，多喷管引射系数比当量收缩单喷管的引射系数大，且Ｌｍ／Ｄｍ越小，两者相差越大。理论计算和测试结果符合良好     

超声速客机低音爆布局反设计技术研究

音爆已经成为限制民用飞机在陆地上空进行超声速飞行最关键的因素.降低超声速客机的音爆水平,使其能够在陆地上空超声速飞行,将会给超声速客机带来巨大的潜在市场.基于SGD(Seebass-George-Darden)方法,构建了相关的设计分析环境,对超声速客机低音爆布局的反设计技术作了研究分析,在此基础上首次提出了一种“梭式...     

基于激波风洞的超声速磁流体动力技术实验系统

开展磁流体(MHD)动力技术实验研究,实验系统必须满足两项基本的条件:一是超声速或高超声速气流;二是气流必须是导电流体.基于此,介绍了基于激波风洞的超声速磁流体动力技术实验系统的基本组成、设计思想和调试情况.设计了马赫数Ma=2的超声速喷管及实验段;采用氦气驱动氩气,在平衡接触面运行方式下得到高温气体,通过在低压段注入...     

超声速冷态流场液体射流雾化实验研究

采用全息诊断和高速纹影,对不同来流总压、来流马赫数、喷孔直径和喷射压力等条件下超声速冷态流场液体射流雾化进行了研究。初步了解了超声速流场中液体射流的雾化过程和机理,得到了射流的Weber数和Oh数等雾化参数,比较了不同条件下射流穿透高度的差异,得到了液滴平均直径和数量密度的空间分布。研究表明：射流表面不稳定波的增长是超声速流场中射流破碎的主要原因;射流与气流的动量通量比和喷孔直径影响射流穿透高度,动量通量比和喷孔直径增加都会增加穿透高度;实验中液体射流的雾化过程非常迅速,在喷嘴下游20mm处,直径0.5mm的射流就破碎成平均直径10μm左右的液滴群,随着液滴向下游运动,平均直径逐渐减小,平均直径和数量密度分布逐渐均匀。