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832.
833.
底部排气法的减阻特性及在超声速导弹上的应用 总被引:4,自引:0,他引:4
采用数值模拟试验的方法较为系统地研究了底部排气减阻中气流的排出方式、流量消耗率、排气孔孔径和排气孔的收敛或扩张角等因素对底部阻力的影响,并将排气减阻的贡献分解为排气冲量和底部压强两部分进行了分析。本文首次将底部排气法应用于导弹上,结合一种具有常规气动布局的超声速导弹进行了底部排气方案设计,采用一种“底窝器”来提高进气道整流罩的底部压强,并进行了风洞实验验证。数值模拟发现,研究范围内流量消耗率的增加、排气孔位置的外移、开孔数目的增加以及开孔率的增加均能明显改善其减阻效果,但其各自的机理不同。前者主要依靠排气冲量的增加,而后三者则主要提高底部压强。风洞实验结果表明,“底窝器”能够明显降低全弹阻力系数,使全弹阻力系数下降2%~3%。 相似文献
834.
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为考察不同总包反应机理对超声速燃烧数值模拟的影响,以煤油燃料超燃冲压发动机支板加凹腔燃烧室为研究对象,分别采用单步和两步总包反应机理对其燃烧过程进行了三维数值模拟研究.对比分析表明,采用的单步反应机理计算结果与实验值呈现明显差异;而两步反应机理的壁面静压计算结果与实验数据吻合良好,验证了计算过程的有效性.该单步反应机理在前支板处局部反应释热量过大过快,致使超燃室内出现热壅塞现象;而两步反应机理的反应和释热规律更为合理,更逼近真实燃烧过程. 相似文献
837.
超声速飞行器的横截面积分布对其激波阻力的影响十分显著,合理的机翼和机身横截面积分布可以显著降低其激波阻力。使用类别形状函数变换(CST)方法对机身进行基于横截面积分解的CST参数化外形表示,在此基础上提出了扩展的远场组元(EFCE)超声速翼身组合体激波阻力优化算法,并使用该方法对超声速客机翼身组合体进行外形优化,使其激波阻力系数降低了39%。研究结果表明:由于只进行一个方向上的面积分解,机身CST参数化所使用的参数数量和相应优化过程的计算量比机翼大幅降低;经过EFCE激波阻力优化的机身具有较为明显的面积率修形"蜂腰"特征。 相似文献
838.
应用γ-Reθ转捩模式对超声速、高超声速边界层转捩进行数值模拟。γ-Reθ模式通过求解关于当地雷诺数和间歇因子两个输运方程给出转捩起始位置和转捩区长度等信息。本文对马赫数3.5至7范围内的四种算例进行计算,研究了来流雷诺数、攻角变化和头部钝化半径等关键参数的变化对γ-Reθ模式预测流动转捩性能的影响。给出了壁面摩擦阻力系数、热流值与实验值的对比以及壁面附近间歇因子等值线分布等计算结果。γ-Reθ模式能够正确预测攻角和钝化半径变化时转捩位置和流动参数的变化趋势;在较大雷诺数时计算结果与实验值吻合很好。γ-Reθ模式对于超声速或高超声速边界层转捩的模拟仍需修正和改进。 相似文献
839.
为了得到二维功能梯度壁板热颤振的精确解并揭示颤振机理,根据经典薄板理论及一阶活塞理论,建立了超声速气流下二维功能梯度壁板的本征控制微分方程并求得了精确解,根据得到的本征根对颤振机理进行了分析。针对功能梯度材料(FGM)的不同体积分数,分别研究了壁板在恒温场及非线性温度场下的颤振边界随马赫数的变化规律,并比较了2种温度场下的结果。通过分析简支、固支及其组合边界情况下的壁板颤振特性,从数学角度发现颤振现象的发生是由于挠度的一阶导数导致刚度非对称,且功能梯度材料能够有效提高热环境下壁板的颤振边界,同时利用ABAQUS软件对功能梯度壁板的振动特性进行了模拟,进一步验证了所提方法的有效性。 相似文献
840.