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611.
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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乘波体构型应用于吸气式高超声速飞行器设计主要有两大优势:一是可以高效地捕获预压缩后的气流;二是通过优化,可以实现飞行器的高升阻比性能设计。基于这两个优势,乘波概念应用于高超声速飞行器机体/进气道气动一体化设计可分为两大类:乘波前体/进气道一体化设计和乘波机体/进气道一体化设计,前者主要利用乘波体高效捕获预压缩气流的特性,而后者则同时利用乘波设计的两个优势。本文总结了国内外学者将乘波概念应用于机体/进气道一体化设计的两大类方法,对其进行了较为细致的分类,归纳总结出"通过设计基准流场进行流向设计、应用吻切理论或几何拼接方法进行展向设计"的总体设计思路,分析了今后的研究发展趋势。 相似文献
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614.
通过4种入口形式的进气道低速特性的典型试验结果,对不同入口形式的进气道低速特性及影响因素进行了分析。结果表明:小迎角下,头部式进气道能提供高的总压恢复系数和低的畸变指数,但对迎角变化较敏感;遮蔽式进气道的综合性能较好,有利于提高飞机在大迎角下的机动性能;它们分别适用于不同布局的飞机。 相似文献
615.
在分析S形进气道的总压损失以及进气道,喷管/后体外部阻力计算方法的基础上,建立了针对某型号导弹涡喷发动机的安装性能的计算程序,并结合实际飞行条件,对用户附加引气,功率输出,进气道,喷管安装和环境温度对该发动机性能的影响进行了计算,结果表明,引气和提取功率影响不大,而进气道总压损失和进、排气系统的外部阻力有重要影响,环境温度有一定影响;而且由于弹用涡喷发动机的推力比较小,必须考虑安装性能计算,以便准确判断每一种安装因素所造成的性能损失,为设计和使用方提供理论指导依据。 相似文献
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620.
地面静止状态下,在Caret进气道进口下唇口外侧和外唇口下侧角落处存在一个较强的顺时针旋转大涡,涡破碎片控制该进气道总压畸变,即利用涡破碎片产生的反向旋转旋涡来抵消或减弱该旋涡。研究了涡破碎片分别安装在外唇口下侧和下唇口外侧时,几何尺寸、安装位置、以及安装角对Caret进气道出口流场总压畸变影响趋势。研究表明,安装在外唇口下侧的涡破碎片能改善总压畸变流场并可使Caret进气道在较小流量下使稳态总压畸变值减小17%,而安装在下唇口外侧的涡破碎片对畸变流场影响不大。 相似文献