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781.
为在脉冲燃烧风洞上应用油流技术,针对该类设备马赫数6条件下气流总温高(可达1650K)、有效试验时间短(约300ms)、小动压条件下显示油"流不动"等困难,提供了一种技术解决方案。试验设备为中国空气动力研究与发展中心Φ=600mm脉冲燃烧风洞。采用两个多级压缩楔模拟高超进气道外压缩面,其中三级压缩楔偏转角为6°,7°和8°,两级压缩楔偏转角均为10°。运用高速摄像方法获得了点式图谱的动态变化过程。三级压缩楔8°拐角上游油点在200ms内流过了拐角,并向下游移动了足够长度,可判断该拐角处气流不产生分离。两级压缩楔油流结果则显示风洞尾气会显著改变图谱分布。 相似文献
782.
TBCC内并联式进气道有共用的气流捕获进口和内压缩段,气流经过内压缩段后,再分为2路,分别流向涡轮发动机压气机和冲压发动机燃烧室,本文以内并联式TBCC进气道分流板为研究对象,研究在进口马赫数为2.5,分流板分别在0°和-3°位置时的流固耦合动态特性。为了简化计算模型,本文分流板的模型为实体模型,材料选定为45钢,不考虑重力和壁面传热的影响。仿真结果表明:(1)分流板呈现超声速颤振现象;(2)分流板位置为-3°的最大应力值较0°位置时增加了18.6倍,参考点Tip-Point y方向的最大位移增加了18.94倍。流固耦合分析可以更加真实的研究TBCC进气道分流板实际工作中的动态响应现象,为工程设计提供一定的技术参考。 相似文献
783.
飞机快速俯仰机动下Bump进气道的动态特性研究 总被引:3,自引:0,他引:3
杨应凯 《气动实验与测量控制》2013,(6):39-42
对两侧Bump进气道进行了动态特性风洞试验研究。研究表明:飞机做俯仰机动时,进气道相关性能参数随着时间作周期性变化;迎角a〉10°时,上仰过程中,进道总压恢复系数口、出口总压综合畸变w、出口总压周向畸变△σ0降低,下俯过程中则升高.且上仰过程中L述参数值明显小于下俯过程,一个俯仰周期形成一个闭合环路;进气道出口总压脉动平均紊流度Tu在整个过程中变化不大。 相似文献
784.
785.
为研究进气道临界总压恢复系数与主要几何特征之间的联系,通过零维流动分析,提出了一种基于流管收缩比计算临界总压恢复系数的理论公式,并与通常采用的基于喉道参数的计算方法进行对比分析,阐述了两种计算方法的不同物理意义。该公式表明,进气道临界总压恢复系数等于流管收缩比、函数K(Math)及Q(Ma∞)三项乘积。研究了计算公式中各变量对临界总压恢复系数的影响,分析表明流管收缩比是决定临界总压恢复系数的重要变量。在大多数情况下,流管收缩比与临界总压恢复系数具有正相关的变化规律。 相似文献
786.
为了拓展s形进气道中心线的选择范围,根据S形进气道的几何边界条件,提出一种基于多项式形式的中心线造型方法。依据不同的中心线拐点位置,采用该方法构造九条有代表性的中心线方程,并建立相应的s形进气道的几何造型。通过对不同几何造型进气道的三维N—s方程数值计算,得到s形进气道的总压恢复和DC10等性能指标,并通过分析发现S形进气道中心线拐点位置对这些性能指标的影响。结果表明:随着中心线拐点位置向后移动,总压恢复系数得到提高,但出口不均匀程度变坏。 相似文献
787.
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
788.
789.
790.
抽吸对高超声速内收缩进气道涡流区及起动性能的影响 总被引:4,自引:1,他引:4
研究了抽吸位置和开槽形式对高超声速内收缩进气道涡流区和起动性能的影响.数值计算结果表明:在内收缩进气道下洗气流集中区域开槽对减小出口涡流区效果显著,在分离包内开槽可以以较小的流量损失来大幅提升进气道的起动性能.横纵向组合槽即T型槽的综合抽吸效率最高,相对原型进气道,设计点马赫数为6.0时在相对抽吸流量为1.01%时出口总压恢复系数提高了12.8%,畸变指数减小了37%;起动马赫数从5.2降至4.1,自起动马赫数由6.2降至4.8. 相似文献