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几何参数对V字形钝前缘气动热特性影响 总被引:1,自引:0,他引:1
针对三维内转式进气道V字形唇口部位气动热载荷严酷的问题, 将唇口简化为V字形钝前缘, 在来流马赫数6条件下, 采用数值模拟并辅以激波风洞实验, 研究了气动热随前缘几何参数的变化规律. 结果表明, 在半径比R/r (根部倒圆半径R和前缘钝化半径r之比)和半扩张角β的联合作用下, V字形根部主要出现三种激波反射类型, 其壁面热流峰值的位置和大小均差异明显. 在(R/r, β)几何参数空间中, 当R/r和β都相对较小时, V字形根部发生异侧激波规则反射, 超声速气流冲击驻点附近壁面, 并产生极其严酷的第一类中心热流峰值, 最高可达相同钝化半径圆柱驻点热流的12倍. 当R/r或β较大, V字形根部发生马赫反射时, 异侧超声速射流对撞以及激波/边界层干扰分别导致了第二类中心热流峰值和外侧热流峰值, 其严酷程度仅次于第一类中心热流峰值, 采用R/r和β建立了第二类中心热流峰值和外侧热流峰值强弱转变的边界. 当R/r充分大, V字形根部发生同侧激波规则反射时, 第二类中心热流峰值和外侧热流峰值都减小至相同钝化半径圆柱驻点热流的水平. 相似文献
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为实现高速飞行器的宽速域飞行,如何保证进气道在非设计状态下的性能至关重要。相比于传统被动控制方式,等离子体/磁流体流动控制技术作为新概念主动流动控制技术,由于其具有结构简单,快速响应,并可根据实际飞行条件进行反馈控制等优势,在国内外上得到了广泛关注。本文介绍了等离子体/磁流体在高超/超声速进气道的主要应用方式与等离子体/磁流体建模方法。当进气道处于超临界状态时,等离子体/磁流体流动控制主要通过热阻塞效应产生虚拟型面,从而将激波系推回至唇口,该技术有望在需要短时间流动控制的高马赫数导弹上走向工程应用;由于等离子体/磁流体激励器与壁面平齐安装,对于高超声速飞行条件,相比于粗糙元其对热防护的要求较低,并且通过超声速风洞实验初步证明了通过高频激励对边界层施加扰动的可行性,需要从稳定性理论的角度对其物理机制进行研究。在后续发展中需要进一步创新等离子体产生技术及激励方式,发展等离子体与流的全耦合计算模型等离子体与流的全耦合计算模型与高效算法 ,为指导工程应用提供依据. 相似文献
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针对飞机进气道等离子体隐身问题,建立了三维筒形进气道模型,采用有限元求解波动方程,计算了腔体内壁覆盖均匀等离子体时的雷达散射截面。研究表明:腔体内覆盖等离子体时可以有效吸收入射电磁波能量;吸收随电磁波频率增加而减弱,但由于腔体结构作用,会存在几个吸收峰;吸收随电子数密度增加而增强,但电子数密度过高时,吸收效果会变差;最佳碰撞频率虽然与电磁波频率和电子数密度有关,但其值可约为9GHz;吸收随等离子体厚度增加而变大,但在较大电子数密度时,由于电磁波在等离子体与空气交界面处反射导致厚度增加,从而使得吸收变小;选取合适的入射角度和等离子体数密度可以在1~3GHz频段实现明显的隐身效果。 相似文献
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采用磁流体控制的办法能提高超燃冲压发动机的推进性能。结合了Maxwell方程组和描述流体力学规律的Navier-Stokes方程组,并对这些方程进行了简化,建立了适用于计算磁流体动力学(MHD)超燃冲压发动机磁控进气道流场分布的数值模拟模型。研究了在特定工况下,流场特征、电势、电流以及提取功率等参数的变化。磁流体发生器能够降低管道出口马赫数和流向速度,降低出口处的总焓,但是出口处的温度有所提高。在电极上,电势保持常数,而绝缘壁面的电势较高,电场在电极端点出现周期性的极性。y方向电流在电极板附近很高,而在绝缘板上几乎为零。电流主要从正电极流向负电极,而且沿着x方向略有减小。y方向电流最大值出现在绝缘壁面上,而绝缘板上的z方向值几乎为零。z方向电流最大值出现在管道的边角处,而在绝缘壁面上几乎为零,电流在绝缘壁面的法线分量为零。 相似文献
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封建湖 《纯粹数学与应用数学》1997,13(Z10):24-28
用区域分裂有限体积法求解了三维Euler方程和Navier-Stokes方程。空间方向采用Roe平均算法,时间方向采用Runge-Kutta方法。对某飞航导弹的全弹身-进气道流场和某型号战斗机进气道内外流场进行了计算,得出了满意的结果。 相似文献
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燃气轮机进气道内部复杂三维流动研究 总被引:2,自引:0,他引:2
本文采用高分辨率多块多网格方法,数值研究工业燃气轮机非轴对称进气道内部的复杂三维流动。文中描述了所采用的数值方法,给出了进气道内部流场的细节,分析了进气道出口流场的非轴对称情况。 相似文献
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前体涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡流动的影响实验 总被引:1,自引:0,他引:1
激波振荡是高超声速进气道不起动过程中常见的流动现象,会显著降低进气道气流捕获与压缩效率、产生剧烈的非定常气动力载荷而危害飞行器安全. 从激波振荡的控制出发,实验研究了前体转捩带位置的涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡流动的影响. 分别在起动和激波振荡两种进气道流态下,选择无、0.5 mm与1 mm高度涡发生器工况进行对比研究. 并采用高速纹影与壁面动态测压同步记录非定常流动特征. 结果表明,1 mm高度内的涡发生器对起动状态的进气道主流流场结构、壁面压强分布影响不显著. 但对于激波振荡流动,涡发生器会明显缩小外压缩面分离区运动范围,缩短振荡周期,提升振荡周期内壁面压强的时均值. 涡发生器的影响程度随其高度的增大而增强,其中振荡周期从无涡发生器的4 ms缩短到1 mm高度涡发生器的3.13 ms. 此外,0.5 mm高度涡发生器会使得进气道内部测点的压强振荡幅值整体下降,相比无涡发生器工况的下降幅度可达23%. 流场结构与壁面压强信号的分析表明,涡流发生器主要通过其产生的流向涡影响激波振荡流动,包含流向涡对下游边界层的扰动以及流向涡与分离区的相互干扰. 相似文献
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一个新的高速大容量数据采集及实时存储处理系统的构想和实现 总被引:4,自引:2,他引:4
本文论述了一个用于飞机进气道流场测试分析的高速大容量数据采集及实时存储处理系统研制中提出的技术难题,系统的构想和实现,功能和应用效果,并展望了它的广泛应用前景 相似文献