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大型低温高雷诺数风洞及其关键技术综述 总被引:9,自引:0,他引:9
随着航空运输业的发展,先进飞行器的精细化设计要求有飞行雷诺数下的气动数据为支撑。大型低温高雷诺数风洞(如ETW、NTF)是真实再现飞行器飞行状态流动特性的最佳地面试验设备。文中归纳总结了大型高雷诺数风洞的实现途径和风洞型式,分析了当前低温风洞的国内外现状,深入剖析了大型连续式低温风洞设计建设的关键技术及解决措施,对我国自行开展大型低温高雷诺数风洞的设计建设具有重要参考意义,并对成功建设我国大型低温高雷诺数风洞进行了展望。 相似文献
864.
层流减阻技术是提高飞机经济性的重要手段,开展可应用于工程实践的层流减阻研究具有重要的意义。针对某民用飞机翼身组合体构型,采用数值模拟法分别研究雷诺数为1.0×107和1.8×107时全湍流以及机翼弦向保持7%、15%、20%、30%、40%层流段长度范围的减阻特性。结果表明:与全湍流情况相比,层流段长度的增加可以有效减小飞机阻力,增加升阻比;当层流段长度保持在40%时,飞机的减阻量可以达到11.0%左右,而升阻比可增加12.3%左右,且在较小雷诺数下有着更大的减阻收益;层流范围增加可有效减小摩擦阻力系数。 相似文献
865.
针对航天器产品恶劣工况对材料及连接方式高抗拉、抗剪强度力学性能的需求,设计试验验证了深低温至高温环境下真空钎焊与火焰钎焊试样拉伸与剪切性能:真空钎焊在-233 ℃条件下抗拉强度可达536 MPa、剪切强度可达260 MPa、-150 ℃时剪切强度300 MPa、常温剪切强度212 MPa,低温下剪切强度值更高且皆优于火焰钎焊对应温度下试样的结果。同时研究了真空钎焊工艺对合金钢40CrNiMoA材料性能的影响,真空钎焊工艺加工过程使材料本身抗拉强度下降约38%,表面硬度值下降约25%。并测量了真空钎焊试样200 ℃高温条件下抗拉强度为804 MPa,剪切强度为239 MPa。通过试验研究了不同焊接工艺对结构焊接后力学性能的影响,该试验结果对后续航天器结构设计工作具有一定的指导作用。 相似文献
866.
为获得低温动态加载下老化后HTPB推进剂强度准则,开展了低温动态加载下不同热老化时间后HTPB推进剂单轴与准双轴拉伸试验,根据试验结果获得的力学性能参数,基于双剪强度理论构建了推进剂强度极限线及故障包络线。研究发现:随着温度的降低和热老化时间的延长,HTPB推进剂强度极限线范围变大,即推进剂强度增强;随着热老化时间的延长,HTPB推进剂故障包络线缩小,即推进剂抵抗破坏能力逐渐减弱。研究结果可为低温点火条件下战术导弹药柱结构完整性分析提供数据支持。 相似文献
867.
为研究低温推进剂的常压停放过程,设计了可视化液氮贮箱实验系统。实验中研究充填率和环境温度对液氮汽化量的影响,并测量贮箱内流体和贮箱外壁面的温度随时间和位置的变化。实验得出贮箱常压停放过程,相变主要在壁面和气液界面产生,并且气枕区存在温度分层,距出口位置越近温度越高;而液体区温度基本一致,处于饱和状态。贮箱外壁面在轴向的温度分布显著不同,处于液体区壁面温度低。运用分子动力学推导出的Hertz-Knudsen公式作为气液相变的传热传质源项,并据实验测得温度边界条件,采用混合物模型对贮箱常压停放状态进行30 min的数值仿真。仿真得到结果显示体积汽化速率与实验数据的偏差在5%以内,液体区的温度仿真与实验的偏差在0.15 K左右。 相似文献
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研究飞行器低温推进剂贮箱内流体晃动的热力耦合特性,采用计算流体力学(CFD)技术仿真不同工况对液氢贮箱内低温推进剂晃动热力学的影响。考虑外部环境漏热和气液界面相变对贮箱气枕压力的影响,并通过用户自定义函数(UDF)将外部晃动激励施加于罐壁作为动量边界,利用VOF法捕捉气液相界面波动。结果表明:晃动激励越大,气枕空间压降越大,晃动激励为0 m/s、0.11 m/s、0.22 m/s、0.44 m/s时的气枕最大压降分别是2 Pa、120.3 Pa、6084.5 Pa、9158.3 Pa;气枕压降随初始液体温度的降低而增大,初始液体温度为20.0 K、21.0 K、21.5 K时的气枕压降时为6079 Pa、5248 Pa、3902 Pa;初始充满率越高,气枕压降越大,充满率为30%、40%、50%、60%、70%时气枕压降分别是1905 Pa、3758 Pa、6085 Pa、6476 Pa、8339 Pa。流体晃动扰动了液氢贮箱内气液界面处的热力学平衡,导致气枕压力大幅降低,为保证飞行器的稳定运行需采取合理的增压或防晃措施来维持贮箱气枕压力。 相似文献
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