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991.
设计畸变模拟装置是冲压发动机中解决进气道和燃烧室匹配问题的一个经济有效的手段.提出采用非均匀开孔率孔板作为进气畸变模拟装置.研究结果表明,因孔板局部位置堵塞比存在差异,气流经过后,下游截面的流量、压力和马赫数会产生梯度变化,进而形成畸变流场,通过数值计算、对比结果及改进开孔率的循环优化过程后,最终得到的流场在分布规律及数值上均与目标流场吻合较好.经试验验证,试验结果与目标流场分布规律一致,马赫数畸变指数偏差小于5%,证明了方法的可行性. 相似文献
992.
冲压空气引射进气道流场数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:1
飞机空调冷却系统通过冲压空气进气道引入冷却空气。为了给飞机电子设备散热提供更大的冲压空气引气量,考虑在冲压空气进气道中安装引射器。针对5和10 km两种飞行高度,采用数值方法研究了飞行马赫数为0.2~1.2的冲压空气进气道以及冲压引射进气道流场。研究结果表明,在同一高度上,冲压引射进气道内的质量流量增比随着飞行马赫数的增大而减小。在低空低速时(飞行高度为5 km,飞行马赫数为0.2),引射器对增加引气量的效果较好,冲压空气进气道内引气量提升约为96.87%。本文的冲压空气引射进气道研究可以为飞机空调冷却装置的改进提供理论参考。 相似文献
993.
994.
995.
高超声速飞行器的碳氢燃料双模态超燃冲压方案研究 总被引:6,自引:2,他引:6
以超燃冲压作动力的高超声速巡航飞行器与火箭动力相比,在M=6时,比冲增加二倍以上,与亚燃冲压相比,发动机内静温,静压低,从而减轻了结构强度负荷,简化了结构设计。这种巡航飞行器飞行速度快,突防与生存能力强,具有更大的作战能力。 相似文献
996.
二维弯曲等截面管道中的激波串特性研究 总被引:13,自引:3,他引:13
利用Carroll的试验数据验证了数值方法的有效性之后,对二维等截面弯曲管道中激波串的特性进行了数值模拟试验,研究了管道弯曲对激波串的结构与特征长度、壁面沿程静压分布、出口截面马赫数与总压恢复、反压特性等的影响,研究中考虑了不同的进口马赫数和边界层厚度。结果表明,管道弯曲对流动的对称性有着明显影响,当马赫数较高时(如Ma0=2.45)合适程度的管道弯曲有利改善直管道已有的流动不对称,使激波串长度缩短。管道弯曲能够有效抑制出口压力变化所导致的出口截面马赫数的大幅波动,考虑到低压比时(出口Mae>1)直、弯管道之间总压恢复系数存在明显差距,而当压比较高时(出口Mae<1)两者相当接近,因此亚燃发动机的超声速扩压器可适当使用大曲率以缩短管道的轴向长度。另外,鉴于弯曲管道与直管道内激波串长度之间的明显差异,已有的基于直管道的激波串长度经验公式不能很好地适用于弯曲管道。 相似文献
997.
对超声速冲压发动机进气道—喉道段进行了二维稳态流场数值模拟,给出了反压与攻角变化对冲压发动机进气道起动状态影响的数值模拟结果。得到不同反压及不同攻角下进气道—喉道段流场,分析了起动与不起动时进气道—喉道段壁面静压分布特性。 相似文献
998.
以超燃冲压作动力的高超声速巡航飞行器与火箭动力相比,在M=6时,比冲增加二倍以上;与亚燃冲压相比,发动机内静温、静压低,从而减轻了结构强度负荷,简化了结构设计。这种巡航飞行器匕行速度快,突防与生存能力强,具有更大的作战能力。根据我国国情,本文提出了一种以碳氢燃料双模态超燃冲压作动力的高超声速巡航飞行器的方案,并针对航程1500km,重1500kg,直径0.6m,长45m的飞行器参数,估算了轨道、飞行时间、燃料消耗,确定了超燃冲压前体进气道及燃烧室的形状、尺寸,并作了超燃冲压性能计算。 相似文献
999.
1000.
本文采用坐标网目法对带孔件成形过程进行了试验研究。试验所获应变分布表明,带孔件在变形过程中存在拉深和翻边两种变形趋向性,在模具参数和工艺条件完全相同的情况下,其可能的变形趋势与孔的尺寸有关。本文的研究结果可为带孔件成形过程中的变形趋向性分析乃至变形过程控制提供理论依据。 相似文献