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651.
利用坐标变换矩阵对等熵压缩面型面坐标进行缩放变换,得到一系列不同曲率的二维曲面压缩面.利用数值模拟手段对该系列曲面压缩面进行了研究,并与壁面马赫数线性分布和压升规律可控的压缩面进行了比较.结果表明:等熵压缩面型面坐标变换后其长度明显缩短,在相同总偏转角下x轴坐标缩放比例因子为0.7的曲面压缩面长度缩短30%;不同x轴坐标缩放比例因子的曲面压缩面产生分散、不汇聚于一点的压缩波并能保持等熵压缩的流动特征,壁面压力分布得到一定程度的改善且随着x轴坐标缩放比例因子的减小,壁面马赫数逐渐趋于呈线性分布;x轴坐标缩放比例因子为0.5的曲面压缩面同壁面马赫数线性分布的压缩面在流场结构、壁面压力、壁面马赫数分布以及出口截面总压恢复系数、出口截面马赫数分布方面具有高度的相似性. 相似文献
652.
针对高超声速飞行器跟踪误差瞬态性能约束与发动机进气条件约束问题,提出约束预定性能控制方案。首先,设计新型设定时间性能函数用于限定跟踪误差的瞬态与稳态性能。相比传统方法,新型方案可保证性能函数在设定时刻精确收敛至稳态值,同时可灵活调整函数初始收敛速率,避免控制饱和。其次,将速度与高度受约束跟踪误差进行无约束转换,通过控制转化误差有界满足原始跟踪误差的预定性能约束。在高度子系统中,通过结合预定性能控制限定攻角变化范围,能够满足发动机进气需求。最后,以考虑参数摄动的吸气式高超声速飞行器为对象执行对比仿真,结果表明所提方法能够有效满足跟踪误差的性能约束与发动机进气约束。 相似文献
653.
高超声速内收缩进气道分步优化设计方法 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了基准流场与唇口平面形状分步优化的高超声速内收缩进气道设计方法。基准流场以反射激波不均匀性最小和总压恢复最大进行多目标优化设计,使用结合Tayler-Maccoll方程的有旋特征线方法(MOC)进行流场计算,获得双拐点母线内收缩锥基准流场。进气道唇口形状以沿流线积分(Streamline Integral Method, SIM)获得的进气道无黏阻力最小为目标进行优化设计,获得类椭圆形唇口平面形状。针对优化设计结果进行数值模拟,与传统直母线基准流场相比,双拐点母线基准流场反射激波后流动不均匀性下降40%左右,总压损失减少35%左右,总体性能提升明显。类椭圆唇口进气道在设计点的单位质量流量无黏阻力相较于圆形唇口降低6%,具有良好的压缩特性和气动效率,能够减弱进气系统对飞行器气动性能的不利影响。研究结果表明该方法是一种高效且实用的高超声速内收缩进气道设计方法。 相似文献
654.
655.
压力分布可控的高超声速进气道/前体一体化乘波设计 总被引:2,自引:0,他引:2
在二维弯曲激波高超声速进气道基础上,发展了一种压力可控的进气道/前体一体化乘波设计方法。通过事先指定前体/进气道壁面压力分布,结合二维特征线反设计方法,可以逆向设计出流向、横向压力分布规律都可控的进气道/前体外压缩段型面。采用该方法,设计了一种二维进气道/前体一体化方案,并对其进行数值模拟。结果表明:设计状态下,与不带侧板二维进气道相比,此类一体化方案中的进气道设计状态流量系数提高27%,出口压比提高48.5%,总压恢复系数提高10%;与楔导乘波理论设计的一体化方案相比,压力可控的一体化方案具有相似的外形尺寸和乘波特性,但进气道流量系数则较楔导乘波方案提高了5%,进气道出口压比提高6.4%,总压恢复系数提高2.3%。 相似文献
656.
飞翼布局无人机进排气影响及机理分析 总被引:1,自引:0,他引:1
进气道尾喷管的存在不仅影响着飞机机身前后的流场特性与压力分布,而且影响着飞机升力特性、阻力特性以及力矩特性.为了研究进排气效应对飞机气动特性的影响,采用计算流体力学(CFD)数值模拟技术,建立飞翼布局无人机(UAV)堵锥整流模型和动力影响模型,其中动力影响模型是根据发动机不同的工作状态,在进气道以及尾喷管截面上设置不同的边界条件,对比分析这两种计算模型在流场特征和气动特性上的差异性,揭示内在的影响机理.进排气效应的研究有助于飞机/发动机的一体化气动综合设计. 相似文献
657.
一种双流路变几何涡轮基组合循环进气道的设计与仿真 总被引:3,自引:2,他引:1
针对涡轮基组合循环(TBCC)发动机宽速域的工作需求,提出了一种外并联双流路的变几何进气道方案.通过转动涡轮和亚燃通道的唇罩前缘,可对进气道的捕获高度进行调节,并可实现模态切换;通过亚燃通道下壁面的多连杆机构,可对进气道的内收缩比进行调节,以实现进气道在宽马赫数范围的高效工作.通过对该进气道进行CFD数值模拟,获得了其流动和工作特性,并与定几何进气道方案进行了对比分析.研究结果表明:该变几何进气道具较宽的工作马赫数范围,且具有良好气动性能.与定几何方案相比,该变几何进气道在来流马赫数Ma为2.5,3.0,4.0时的总压恢复系数分别高出了12.5%,30.2%,133.3%. 相似文献
658.
659.
小高径比扰流柱冷却通道的换热和流动特性 总被引:1,自引:1,他引:0
采用数值模拟的方法,对涡轮叶片尾缘处圆形小高径比扰流柱冷却通道的换热和流动特性进行了研究,分析进口雷诺数和扰流柱间距对冷却通道换热和流动特性的作用过程.结果表明:进口雷诺数的提高能够有效改善冷却通道端壁的换热性能,但这种改善能力随着进口雷诺数的提高而逐渐减弱,同时降低冷却通道的压力损失系数.在两种扰流柱间距中,流向间距是影响端壁换热性能的主要因素,随着流向间距的减小,冷却通道换热性能逐渐变好,压力损失系数降低;横向间距是影响冷却通道流动损失的主要因素,两者大小成反比关系.在通道计算中,扰流柱平均换热性能约是端壁平均换热性能的1.8倍,端壁换热权重约是换热面积比0.824倍,同时该权重几乎不受进口雷诺数的影响. 相似文献
660.