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根据有旋特征线理论,设计出了沿程马赫数下降规律可控的轴对称基准流场,分析了基准流场的几何参数(前缘压缩角及中心体半径)的影响规律,发现选取较小的前缘压缩角和中心体半径有利于得到性能优良的基准流场;然后在设计状态Ma=6时研究了三种典型的马赫数下降规律对这种轴对称流场性能的影响。最后考虑了粘性的影响,并进行了粘性修正探索,结果表明,采用附面层位移厚度修正方法后,基准流场的壁面压力分布和无粘情况吻合良好。 相似文献
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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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本文采用TVD格式求解二维可压非定常Euler方程组,对二维超声速混压式进气道进行了数值计算,首先模拟了后部压力对进气道的影响过程,当进气道的后部压力与入口压力的比值逐渐增加时,进气道内的正激波逐渐往前移动,当比值达到一个临界值,进气道将不起动.其次.通过对R52.1和R54.5两种进气道模型进行计算,对它们的总压恢复进行了对比.通过计算得到了喉道处曲线弧的曲率越大,进气道的总压损失越大,进气道也越难起动. 相似文献
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《工程热物理学报》2021,42(5):1193-1199
在进气道内布置声衬可大幅降低大涵道比涡扇发动机的风扇前传噪声,对其声阻抗进行优化可进一步带来结构设计和空间布局上的收益;传统设计过程中针对最优声阻抗的预测没有考虑边界层效应,然而其对某些工况下的声吸收率误差达10 dB。为兼顾预测精度和计算耗时,本文发展了一种考虑边界层效应的最优声阻抗的快速计算策略:基于Brambley阻抗边界条件下线性化的欧拉方程的解,假设最低衰减模态的最大吸收率发生在圆管道模态归并点(野点),将声衬阻抗优化问题转化为寻找第一个野点对应声阻抗问题。采用该方法考查了不同平均流马赫数、边界层厚度、周向模态阶数和频率的影响,并与数值精确解及其他学者计算结果进行对比,结果证明了该方法的有效性,为将其推广到缓变进气道和多模态传播问题提供了参考。 相似文献
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放电等离子体对流动的控制机理可按热效应和非热效应分为两大类,其中放电等离子体的热效应对流场中激波结构有着明显的控制作用. 目前在放电等离子体热激励对激波控制的数值模拟过程中,通常采用等效热源的方式来实现放电的热效应,数值模拟和实验的结果显示放电产生的局部温度可达到上万度. 如果数值模拟的过程中没有考虑到气体等压比热随温度的非线性变化,计算得到的结果是有失真实性的. 本文以5 马赫的超音速进气道为平台,对基于壁面放电的激波控制过程进行了数值模拟. 选取了随温度非线性变化的等压比热,并且将其结果与定等压比热的计算结果进行了对比. 结果发现:(1) 两种等压比热下,计算结果显示放电热激励在激波控制上都有着显著的效果;(2) 两种计算结果在模拟与温度相关的参数(温度、马赫数和总压恢复系数)上的差别非常明显. 因此,为了获得壁面放电对激波控制更真实的计算结果,必须考虑到等压比热随温度发生非线性变化效应的影响. 相似文献
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三维内转式进气道的唇口结构通常存在复杂的激波干扰及严酷的气动热载荷,严重威胁高超声速飞行器的性能与安全.在6.0马赫的高超声速流动中,以V形钝前缘模型为研究对象,设计了局部凸起的被动流动控制降热方案.采用数值模拟手段,首先研究了局部凸起方案的降热能力以及降热原理,然后初步优化了局部凸起的位置、高度以及宽度等关键设计参数,最后分析了优化后的局部凸起方案的攻角、侧滑角及马赫数的适用性.研究结果表明:上游凸起边缘形成的斜激波与主马赫反射结构形成的透射激波发生干扰,能够减弱其冲击壁面的强度,实现降热的目的;驻点凸起通过改变超声速射流的对撞角度,能够降低其对撞的强度,实现降热的目的.原始方案的降热能力约为37.75%,在对局部凸起的关键设计参数进行初步优化后,优化方案的降热能力将提升至44.60%.设计工况下的优化方案具有良好的攻角适用性,而高度可变的优化方案可以较好地适用于有侧滑角及高马赫数的流动.在研究范围内,高度可变的优化局部凸起方案的降热能力均高于20%. 相似文献
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前体/进气道一体化设计是高超声速飞行的关键技术,一体化设计的核心是前体与进气道在基准流场上的气动融合.针对腹部进气布局中前体压缩后的非均匀流影响进气道性能的问题,文章基于局部收缩比处处一致的思想,提出了离散等收缩比设计方法,实现了乘波前体/内转式进气道流向气动融合与遵循气动规律的变截面流道设计.将进气道的三维流场分解成一簇具有相同收缩比的三维流管,视每根流管侧壁为轴对称流场;以锥导乘波前体压缩后的非均匀流作为来流条件,以总压恢复为目标对每根流管进行优化设计;通过匹配激波反射位置将流管重新组合起来,流管的对应边界组成内转式变截面进气道.该设计方法适配任何已知的非均匀来流,可灵活控制唇口位置,且适用于任意形状之间的变截面转换.数值研究表明,依托该方法设计的一体化构型性能符合预期,出口流场均匀,具有优越的抗反压能力,且非设计点流场波系结构良好.离散等收缩比设计方法为腹部进气布局中前体/进气道一体化气动融合设计提供了新思路. 相似文献