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951.
952.
飞行器参数化几何建模方法研究 总被引:4,自引:0,他引:4
高超声速飞行器的概念设计阶段通常要综合考虑气动力、气动热、飞行弹道、推进系统、结构和控制等多个学科的设计因素,希望通过权衡各个学科得到一个综合性能最佳的设计,即多学科设计优化结果.参数化几何建模是优化设计的基础,本文开展飞行器参数化几何建模的方法研究,利用二次曲线方法与基于类型函数和形状函数的方法,分别进行了两种飞行器几何外形的建模,并进行了初步的气动力计算.通过分析两种建模方法的特点,比较了两种方法在不同情况下的优缺点,提出了在飞行器概念设计阶段几何建模方法的一般选取建议.通过等弧度、等弧长的划分原则,完善了基于类型函数和形状函数方法所生成的表面网格质量. 相似文献
953.
954.
两种湍流模型及其可压缩修正在高超压缩拐角中的评估(英文) 总被引:1,自引:0,他引:1
采用在高阶精度差分格式对SA湍流模型和SST湍流模型及相应的可压缩修正模型在高超拐角流中进行了评估。可压缩修正方式考虑了密度梯度、压力膨胀和湍流马赫数等方法。为了减小数值误差与模型误差之间的混淆,控制方程的对流项采用了5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5),粘性项采用了一种半结点/结点交错的4阶中心格式。通过对马赫数为9.22的15度拐角和34度拐角湍流的模拟,考察了原始湍流模型及其修正模型的效果。计算表明:原始SST模型对高超拐角湍流的预测比原始SA模型准确,这种准确主要体现在对分离区预测、再附点附近压力和热流峰值预测上。通过混合采用Catris和Shur等的方法对 SA模型进行可压缩修正可以大大改进模拟效果。在SST模型的可压缩修正方法中,Catris的修正方法最好;考虑压力膨胀修正后得到的分离区远远偏大,比本原始SST模型更差;考虑湍流马赫数的修正方法得到的分离区偏小。本文还给了部分低阶格式的计算结果,高阶格式与低阶格式相比,对分离区大小、再附点附近的压力和热流峰值等的预测准度有所改进。 相似文献
955.
介绍了常规高超声速风洞增设加热器的必要性及不同类型加热器的优缺点,重点介绍了电预热金属蓄热式加热器的设计温度、内径、对流换热系数和蓄热长度等性能参数的计算方法。调试结果表明,加热器的所有性能参数均达到设计指标。 相似文献
956.
957.
高超声速尖锥边界层转捩数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:0
边界层转捩对高超声速飞行器气动力和热产生重要影响.通过联立求解Favré平均层流脉动能方程与Favré平均Navier-Stokes方程,开展了高马赫数条件下尖锥边界层转捩位置的数值预测研究.将数值计算结果与可用的实验结果进行对比,结果表明增大单位Reynolds数可使转捩提前发生,攻角效应可使迎风面转捩延迟,背风面转捩提前. 相似文献
958.
为快速获取高超声速飞行器表面热流数据并缩短飞行器气动热设计周期,提出了一种基于径向基神经网络的气动热快速预测代理模型方法。首先,在飞行器表面每一个离散化的网格节点单独构造一种正则化的径向基神经网络。随后,通过训练集对所有网络同时进行训练,获得各自网络的连接权值。最后,所有网格节点的神经网络协同预测飞行器表面不同位置的热流。对NASA火星实验室的椭圆钝化高超声速飞行器的应用表明,所提出的代理模型方法在模型训练完成后能够快速进行飞行器表面热流预测,并且模型具有良好的泛化能力,在驻点及迎风大面积区域热流预测结果与数值模拟的偏差在10%以内。 相似文献
959.
针对国家数值风洞(NNW)工程高超声速三维边界层转捩预测需求,开展了高超声速边界层横流转捩判据及模型研究。采用线性稳定性分析eN方法对高超声速转捩数据进行扩展,结合横流强度与表面粗糙度构造当地化的高超声速横流转捩判据,对基于Chant 2.0计算平台的高超声速修正γ-Reθ转捩模型进行了横流模式拓展,建立了适用于高超声速三维边界层横流转捩预测的C-γ-Reθ转捩模型。采用构建的转捩模型对多状态下的高超声速尖锥进行横流转捩预测,取得了与试验结果符合较好的预测效果。 相似文献
960.
高超声速飞机动力需求探讨 总被引:1,自引:1,他引:0
近年来,随着高超声速技术的长足进步,特别是在超燃冲压技术逐渐面向工程化的背景下,关于高超声速飞机及其动力系统的讨论也频繁出现。为了在宽速域条件下工作,基于不同热力循环工作模式的组合动力系统相继被提出,高超声速飞机的动力发展形式出现了百花齐放、百家争鸣的局面,也对高超声速飞机动力系统的选型提出了巨大挑战。通过对飞机发展史及高超声速相关发展技术的综述,阐述了现阶段组合动力是高超声速飞机动力主要发展方向这一结论,针对高超声速飞机需求,梳理和分析了几种高超声速组合动力系统的工作原理、工作特性及优缺点,并展望了采用组合动力系统对未来高超声速飞机研究带来的挑战。随着飞行速度的提高,高超声速飞机和动力系统的一体化势在必行。 相似文献