马赫数
- 基于可变马赫数锥形流场的定平面形状乘波体设计方法研究1)
切面内锥形流的马赫数相同,但通过改变半锥角使激波角符合一定的变化规律,比如按抛物线型分布.在激波角从对称面处沿展向向外侧增大的流场中,生成的乘波体具有更大的容积,但升阻比较低;与之相反,当激波角从对称面处向外侧减小时,具有更小的容积和更高的升阻比.2018 年,Zhao 等[15]提出在不同密切面内布置马赫数不同、半锥角相同的锥形流,但激波角不同,他们发现生成的外形可以提高升阻比,同时认为宽速域表现提高.2019 年,在Liu 等[16]发表的论文中,不同
力学学报 2023年9期2023-10-29
- 非均匀来流的马赫数可控内收缩进气道设计
14］、压力和马赫数可控基准流场［15-16］等。随着高超声速飞行器技术的不断发展，推进系统与飞行器机体的一体化设计愈发重要。为了突破升阻比屏障，高升阻比的乘波体再度成为研究热点［17］，因此乘波体和内收缩进气道以各自的优势有机组合成为前体与进气道一体化设计的重要发展方向，国内外进行了大量研究［18-20］。对美国SR-72 这类腹部进气布局的高超声速飞行器而言，乘波前体能够较好地适应进气道进口形状，在提供预压缩的同时会带来包含附面层的进口来流。NASA
航空学报 2023年12期2023-07-28
- 射流预冷涡轮风扇发动机热力性能研究
装置,最有效的马赫数工作范围是0～3马赫,超过该范围后,受发动机转速、强度限制,进口高滞止温度会导致发动机压缩流量、压比等参数急剧下降,性能恶化。为提高发动机性能,扩展高马赫数飞行范围,各航空强国相继开展了对进入发动机的气流降温的预冷技术研究,目前实现预冷的途径主要有两种。一是在压气机进口喷入液体冷却介质,如美国MSE技术应用公司提出的射流预冷发动机方案。二是利用预冷器对来流空气换热冷却,如英国REL公司提出的“弯刀”发动机方案。目前,国内针对预冷涡轮风扇
机械制造 2022年11期2022-12-31
- 基于三维弯曲激波的宽域变马赫数乘波体设计分析
集中在特定来流马赫数条件下进行设计，无法兼顾宽速域、泛空域条件下的气动特性。为改善乘波体在亚声速时的气动性能，Rodi 在吻切理论基础上推导了激波与乘波体特征曲线之间的几何关系，首次提出了涡升力乘波体的概念［25-26］。核心是利用特定后掠角度的前缘型线在大迎角下产生上表面分离涡，进而提升乘波体在低速时的升阻特性。国内学者段焰辉等［27］、Liu等［16，28］、Zhao 等［29］对涡升力乘波体的优化设计及其在高/低速时的气动特性开展了大量研究，加深了对
南京航空航天大学学报 2022年5期2022-11-02
- 3孔探针的校准及在平面叶栅试验状态控制中的应用
场总压、静压、马赫数及气流方向，逐渐成为平面叶栅试验中的主要测量工具。在工程应用中，3孔探针多采用L型设计，其使用方法包括自动对向测量和非自动对向测量2种。前者测量范围广，结果显示直观，但其角度控制机构较为复杂，试验成本高；工程中较多采用非自动对向测量，在标准风洞中对探针进行校准标定，当正式试验时，利用校准数据反推出探针所处试验状态。在进行平面叶栅试验过程中，准确把控试验件进气状态是获取有效数据并评估试验件性能的先决条件。目前3孔探针多用于对栅后沿额向1个
航空发动机 2022年4期2022-10-13
- 一种采用双弯管储气段布局的高超声速Ludwieg管设计
伦瑞克工业大学马赫数3和马赫数6 Ludwieg管 风 洞[9-10]、美国普渡大学马赫数6 Ludwieg管静音风洞[11]、美国空军实验室马赫数6 Ludwieg管风洞[12]、圣母大学马赫数6 Ludwieg管静音风洞[13]、我国中国空气动力研究与发展中心的马赫数6 Ludwieg管静音风洞等。根据德国不伦瑞克工业大学Radespiel等[9]的估算，一座口径为Φ0.5 m的马赫数6 Ludwieg管风洞整体建造费用约为100万欧元，对应的每车次运
空气动力学学报 2022年4期2022-08-23
- 跨声速风洞中使用短轴探管测量试验段核心流马赫数影响研究
跨声速风洞试验马赫数范围通常为0.4～1.4，是现代战机进行空战的主要速度范围，其他如火箭、导弹等虽然速度远大于声速，但在其加速过程中仍然必须经过跨声速范围［1］。所有这些飞行器必须要在跨声速风洞中开展大量的试验研究，从而获取准确的气动特性数据，为研发设计提供数据支持。风洞优良的流场品质是飞行器获得高质量试验数据的前提，更是评判其性能的重要指标。新建跨声速风洞在投入试验运行前应按要求完成速度场、方向场、跨声速通气壁消波特性、洞壁边界层、气流噪声、湍流度等项
南京航空航天大学学报 2022年2期2022-04-27
- 国外典型高速/高超声速飞行器及其动力系统技术特点浅析
J58为代表的马赫数3.0+高速涡轮发动机以及革新涡轮加速器(RTA)计划等研究[5]。2.1.1 SR-71 飞机SR-71 飞机是美国上世纪70 年代研发并服役的马赫数3.0+高空高速战略侦察机，其动力J58 发动机为带加力的单轴涡喷发动机，最大飞行马赫数可达3.2，飞行包线如图1 所示。图中，H为飞行高度，Ma为飞行马赫数。SR-71 加速时的飞行剖面为：以马赫数0.3 起飞，加速爬升到高度7.6 km后，等高加速到马赫数0.9，再以马赫数0.9 爬
燃气涡轮试验与研究 2022年4期2022-02-15
- 高超声速风洞马赫数4.5喷管研制与应用
以拦截等优势。马赫数4.5是高超声速飞行器、战略战术导弹等飞行器在上升段和再入段的关键马赫数,也是亚燃冲压向超燃冲压过渡马赫数,马赫数4.5的试验数据对飞行器研制至关重要。目前国内工业性质的0.5 m量级高超声速风洞均无马赫数4.5的风洞试验能力。在高超声速风洞研制马赫数4.5喷管,可以填补国内空白,具有重要意义。通过马赫数4.5喷管的气动设计、计算验证、结构设计、加工、流场校测、标模试验,验证了研制的马赫数4.5喷管流场满足试验要求,可以为飞行器研制提供
西北工业大学学报 2021年5期2021-11-13
- 跨声速风洞试验段马赫数静压探针移测方法初探
(核心流)上的马赫数，最终获得核心流马赫数轴向分布特性和风洞试验马赫数与驻室马赫数的修正关系。参与风洞试验的长轴向探测管尾部固定在中部支架上，管体位于试验段中心线上,由于头部需穿过试验段和喷管段一直延伸到收缩段，为了减小自重引起的挠度问题造成长轴向探测管偏离风洞轴线以及为保证试验的安全，通常需要对其进行多处张线固定[6-9]。国内外风洞如NF-6风洞、FL-26风洞[10-13]、艾姆斯研究中心的统一规划风洞(UPWT)以及兰利中心的 NTF风洞[14-1
西北工业大学学报 2021年4期2021-09-07
- 高马赫数涡轮基推进系统的发展及挑战
0 km、飞行马赫数远大于4的飞行。鉴于航程远、速度高和可重复使用等突出特点，临近空间高超声速飞机必将是未来航空和航天领域的战略制高点，也是各航空强国的必争之地[1-2]。高马赫数飞机的动力系统形式较多，包括但不限于涡轮冲压组合动力（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）、火箭助推涡轮冲压组合动力和吸气式涡轮火箭组合动力系统等[3-4]。就目前的技术基础而言，可能以高马赫数涡轮发动机为基础的涡轮冲压组合动力系统更为现实也更具发
航空发动机 2021年4期2021-08-27
- 高空射流核心区控制的数值分析与试验验证
、压力、姿态和马赫数等参数，模拟符合条件的进气道进口气流；环境压力则通过调节背压来模拟。试验时试验件必须包络在满足要求的喷管出口核心区内，通过调节自由射流喷管出口气流与进气道进口界面上流场的一致性来模拟真实飞行。一方面在给定喷管出口尺寸条件下，得到自由射流喷管出口核心区大小随模拟高度、马赫数等参数的变化规律，为试验提供依据；另一方面，根据不同的进气道几何尺寸和模拟飞行条件，计算出满足要求的喷管和试验舱体几何尺寸，为自由射流试验舱的建设论证提供依据。在高空射
燃气涡轮试验与研究 2021年2期2021-08-19
- 亚声速压气机平面叶栅及其改型的吹风试验
速至高亚声速的马赫数范围，气流湍流度进一步降低。矩形截面的试验段尺寸为100 mm×300 mm，无叶栅风洞下均匀区范围超过80%，均匀区内气流湍流度为1%。通过调节蝶阀控制试验段内的马赫数；通过转动可旋转圆盘调节叶栅来流攻角，调节精度达0.2°。稳压段内气流总压探针测得来流总压波动小于0.3%，满足来流稳定度的要求。图1 NPU高亚声速平面叶栅风洞Fig.1 The NPU high subsonic linear cascade wind tunnel
实验流体力学 2021年2期2021-05-18
- 涡轴发动机涡轮过渡段环形叶栅试验验证
，总压损失随着马赫数的增加而增加，且呈二次曲线关系。在进口迎角为-5°～0°时，涡轮过渡段总压损失最低，在正迎角时，涡轮过渡段总压损失较大，且偏离支板倾斜方向越大，损失越大。试验同时获得了设计状态过渡段内部气动参数分布，可为该涡轮过渡段支板叶型的优化设计提供一定的试验依据。关键词：涡轮过渡段；环形叶栅；试验；变迎角；马赫数中图分类号：V231.3文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.02.005涡轮过渡段位于航空
航空科学技术 2021年2期2021-04-08
- 载荷分布对可控扩散叶型性能的影响
到的叶型吸力面马赫数(Ma)在峰值后平缓扩散至尾缘，局部激波消除，转捩位置由初始的40%弦长位置前移至20%弦长位置，实验结果显示优化叶型设计点损失大幅下降且具有更宽广的低损失攻角范围。刘波等[18-19]采用反问题方法设计得到一个符合可控扩散规律的初始叶型，随后以叶栅总压损失系数为目标进行设计状态下的优化计算，并采用正问题方法对非设计点进行气动验算，通过人工调整叶型参数达到全局优化。对于高亚音压气机叶栅流动，以设计点性能为目标进行优化设计通常可获得符合可
科学技术与工程 2020年30期2020-12-04
- 高超声速进气道再入流场特性研究
5 km，飞行马赫数Ma=5。进气道整体型面设计见图1，其中总收缩比Ctotal=5，内收缩比Cin=1.25。图1 进气道整体型面设计图当再入马赫数增大时，进口处出现很强的激波系，破坏正常的流场分布，唇口激波和附面层的干扰导致的分离会造成喉部壅塞，可能导致进气道不起动，因此在唇罩附近采用附面层抽吸技术[15-16]。不同抽吸位置如图2所示，其中位置a与唇口的轴向距离为17.5 mm，沿轴向继续偏移5 mm、10 mm，分别记为位置b、位置c。(a) 位置
燃气轮机技术 2020年3期2020-10-26
- Aspen Flare-net在异丙苯装置火炬管网设计中的应用
算管网压力降，马赫数及安全阀背压，满足设计要求，保证系统安全。表明该软件在火炬管网设计中的应用价值。关键词：Aspen Flare-net;火炬管网;安全阀;背压;马赫数1 概述火炬排放系统是石油化工及炼油装置必不可少的配套设施，也是装置的最后一道安全屏障。通过该系统可达到防止生产装置发生超压破坏以及对安全泄放出来的物质进行安全环保处理的目的。[1]火炬系统的设计计算是石油化工工艺设计的重要内容，主要包括确定各种工况下的排放负荷和计算排放管网压降。由于火炬
中国化工贸易·下旬刊 2020年4期2020-10-14
- 马赫数对压气机失稳静压升系数影响的数值模拟
代表不同的来流马赫数，推测这种边界点压比预测偏差是由马赫数的变化引起的。关于马赫数对压气机失稳静压升能力及失稳边界预测的影响鲜见文献公开报道。为此，本文基于将压气机级压升类比于二元扩压器扩压的思想，在不同长宽比（扩张长度/进口宽度）和附面层堵塞程度下，开展马赫数对压气机失稳静压升系数影响的数值模拟研究。1 数值模拟模型建立1.1 计算模型和计算方法二元扩压器模型如图1 所示。图中，扩压段进、出口位于站点1、2，A1、A2分别为进、出口宽度，L 为轴向扩压长
航空发动机 2020年4期2020-09-16
- 基于CSD/CFD舵面气动力流固耦合仿真分析
研究了攻角和马赫数对舵面振动位移的影响。 研究表明， 舵面振动位移频率受攻角和马赫数的影响较小， 舵面振动位移幅值随攻角和马赫数的增大而增大， 并呈非线性关系。 低马赫数范围内， 飞行速度的变化对舵面振动位移的影响更为明显。 攻角为30°， 马赫数为3时， 舵面振动位移曲线更趋向于等幅振动， 舵面趋向于颤振临界状态。关键词： 空空导弹; 流固耦合; 攻角; 马赫数; 颤振; 舵面中图分类号： TJ765.4文獻标识码： A文章编号
航空兵器 2020年2期2020-07-30
- 空腔噪声的马赫数敏感性研究
力系数对迎角、马赫数、雷诺数和几何外形的敏感性导数，其中，马赫数的敏感性导数明显高于其他参数。Albring等[13]利用开源代码SU2计算了M6机翼的阻力系数敏感度分布，计算结果显示激波附近区域对阻力的贡献最大。Yang等[14]基于翼型的敏感度信息和梯度算法对NACA0012翼型进行了优化，使阻力降低83%。Liu等[15]采用随机配置法对高超声速飞行器进气道流场计算结果进行了分析，得到了迎角、马赫数、雷诺数、来流温度和壁面温度等参数对压力场的不确定度
实验流体力学 2020年3期2020-07-22
- A320飞机通气系统对惰化系统除水效率影响
压;导热系数;马赫数;比热容1 通气系统介绍1.1 通气管路所处环境一般来说，通气管路一般位于燃油箱内部顶端，考虑到适航条款要求燃油箱必须留出总容积的5%作为膨胀空间。因此通气管路绝大多数时间处于燃油液面上方。其温度环境取决于油箱内空气温度。1.2 NACA通气口盖对通气管路的影响为提升燃油泵工作效率、防止燃油过多挥发，飞机都会通过冲压空气口盖使油箱内维持一定正压力。冲压进气口盖此种进气口盖的增压效应满足以下函数关系：1.3 气动加热对通气管路的影响根据空
装备维修技术 2020年29期2020-07-01
- 跨声速风洞高速段一体化数值模拟研究
的方案使试验段马赫数大于0.9。随后，Wright发展了一种纵向槽壁理论模型，用于消除试验段壁板和开口区域边界层干扰，并于1946年在安装有槽道试验段的风洞中获得成功，试验段马赫数达到跨声速范围，该成果很快应用到兰利的8和16 ft(1 ft=0.304 8 m)高速风洞中[2]。在风洞数值模拟研究方面，国外，M.Kohzai等[6]采用渗透边界对跨声速风洞试验段进行支撑系统干扰模拟，并与试验结果进行对比；B.Goffert等[5]采用三维Euler方程对
航空工程进展 2020年1期2020-03-03
- 超音速负泊松比蜂窝夹层板颤振分析
壁长之比和来流马赫数对壁板颤振特性的影响。1 具有负泊松比特性的蜂窝夹层壁板模型及其运动方程图1所示为矩形蜂窝夹层板的边长为a和b，板厚h，芯层厚hc。沿x方向的来流马赫数Ma，流速U。图1 蜂窝夹层板示意图图2所示为蜂窝芯层中取出的一个蜂窝单元，用于计算蜂窝芯层的等效弹性参数。其中斜壁长L1，直壁长L2，斜壁壁厚t1，直壁壁厚t2以及内角θ，定义θ的正方向为绕x轴顺时针旋转方向。定义直壁长比斜壁长为α＝L2／L1，斜壁壁厚比斜壁长为β＝t1／L1。当蜂窝
四川轻化工大学学报(自然科学版) 2020年6期2020-02-18
- 基于乘波前体的2元TBCC变几何进气道一体化设计
实现TBCC宽马赫数飞行的关键技术之一[7]。通过对进气道前体的波系和通道内分流板角度的调整，实现飞行包线内各状态下的最优气动性能。与3维内转式进气道相比，2元进气道的内部构型和调节机理简单，其通道密封性更易保证，是实现变几何进气道设计的可靠途径，受到国内外学者的重视。文献[8-11]针对ATREX 2元进气道，通过调节压缩楔板来实现进气流量和波系的调整，具有流动特征简单、变几何调节难度低的特点，但该进气道第2级斜板的调节会对喉道面积产生明显影响，从而限制
航空发动机 2019年6期2020-01-14
- 封面图片说明
自本期论文“变马赫数下压力面小翼对扩压叶栅气动特性影响的实验”，是上海海事大学钟兢军教授课题组完成的变马赫数下加装不同压力面叶尖小翼的叶栅熵分布结果展示. 该课题组在国内首先开展了叶尖小翼技术在压气机中的应用研究，探究高亚声速下叶尖小翼控制压气机叶栅叶顶间隙流动，为实际工况中最佳叶尖小翼的选择提供参考. 结果表明：不同马赫数下，随着叶尖小翼宽度的增加，小翼对于叶顶间隙泄漏流体的抑制能力加强，流场中熵增逐渐减弱，泄漏涡强度减弱，流动损失减小. 随着马赫数的增
哈尔滨工业大学学报 2020年1期2020-01-11
- 2.4 m跨声速风洞流场预测自抗扰控制
室总压和试验段马赫数，而为了满足设备宽速域、高品质、低能耗的运行要求，大型暂冲式跨声速风洞往往设计有多种流场调节手段，因此风洞流场实际上是一个典型的多进多出系统。在跨声速条件下，气流总压和马赫数存在关联，具有强耦合性。风洞本身由于气流管路较长，具有较大的时滞特性。风洞运行过程中会受到各种扰动，上流气源的压力降低、试验过程中模型姿态改变也会引起系统控制特性的变化[1]。因此高品质的风洞流场控制技术具有一定的难度，对于更优化的流场控制方法的研究也在持续进行[2
航空学报 2019年11期2019-12-09
- 无气膜冷却的涡轮叶片流动实验和数值模拟
态的雷诺数以及马赫数对叶片流动系数的影响，并通过数值模拟来验证实验的准确程度。研究结果表明，压力面和吸力面的压力系数随着雷诺数的增大几乎没有变化;叶栅出口马赫数变化对叶片表面流动系数的分布呈现不同的规律;计算出的压力系数在大部分区域都与实验结果吻合较好。关键词：高速叶栅风洞;叶片;雷诺数;马赫数;流动系数中图分类号：V231.3 文献标识码：A 文章编号：2096-4706（2019）05-0007-04Abstract：In this paper
现代信息科技 2019年5期2019-10-21
- 高空条件下进口马赫数变化对某型发动机性能及稳定性影响分析
下，发动机进口马赫数变化对发动机性能和稳定性的影响，掌握在不同进口马赫数条件下，发动机推力、耗油率、排气温度、喘振裕度等变化情况，为发动机控制规律设计提供有利依据，从而保证发动机性能和稳定性满足设计要求。1 计算条件本文以Gasturb11计算平台为基础，计算发动机性能及稳定性。1.1 性能计算条件在计算发动机性能时，选取11km高度，将高压物理转速换算到标准大气条件下，控制高压换算转速N2r分别等于98.2%、93.8%和92.2%，调整发动机进口马赫数
数字通信世界 2019年4期2019-06-03
- 一种新型80MW亚临界汽轮机
体结构；轴系；马赫数DOI：10.16640/j.cnki.37-1222/t.2019.15.0350 引言大量运行的100MW等级汽轮机技术成型早，蒸汽参数低，不能满足钢厂对高参数汽轮机的使用要求，无法提高整机的热循环效率。另外结构设计有待优化，通流和汽道压损大、缸效率低，总体性能差。另外材料选取过于保守，汽轮机成本较高，市场竞争力较差。由于以上原因开发此新型80MW亚临界汽轮机。1 概述本产品为哈尔滨汽轮机厂有限责任公司研制的亚临界，一次中间再热，单
山东工业技术 2019年15期2019-05-31
- 斜激波总压损失率极小值理论解与物理意义
激波角，Ma为马赫数)[3]。本文的研究起因来自Anderson所著《Fundamentals of Aerodynamics》中第9章第2节给出的θ-β-Ma图第4条规律：固定物面楔形角为20°，考查激波强度随来流马赫数的变化情况；书中给出了马赫数5.0的激波强度大于马赫数2.0的激波强度举例。此结论是正确的，但如果继续降低激波前的马赫数，激波强度是会持续下降吗？之后的研究表明，激波强度不是持续下降的，激波强度最小值出现在激波角为55°时所对应的波前马赫
航空学报 2018年12期2019-01-18
- 超声速进气道起动性能影响因素研究
型， 研究来流马赫数、 攻角、 侧滑角对进气道起动性能的影响， 对进气道转级过程进行了动态过程仿真。 结果表明， 随着来流马赫数的增大， 进气道流量系数与总压恢复系数变化趋势相反， 应选择合适的设计马赫数， 拓宽进气道的工作包线； 随着侧滑角的增大， 背风侧进气道起动性能及抗反压性能下降； 转级过程中， 背风侧超临界裕度明显小于迎风侧， 研制过程中， 应按照背风侧进气道进行超临界裕度设计。关键词： 进气道； 起动性能； 马赫数； 攻角； 侧滑角； 动态过程
航空兵器 2018年4期2018-11-26
- 三种二元变几何超声速进气道的调节方案设计及性能对比
]。对于宽工作马赫数范围的超声速进气道，必须保证在整个工作范围内正常工作。为满足低来流马赫数时进气道能正常起动，要求进气道的内收缩比较小，但是为了保证高马赫数时进气道的性能较好，则要求进气道的内收缩比要大，以减小总压损失[4]，由此可见定几何的进气道型面难以同时兼顾高低马赫数下的性能，这种矛盾随着飞行器工作马赫数范围的增大而显得愈发严重。目前常在进气道内外部流道处采取诸如抽吸、溢流等手段来降低自起动马赫数[5-8]，但是这些流场控制措施改善效果有限，仍较难
重庆理工大学学报(自然科学) 2018年9期2018-10-17
- 马赫数1.5～4.5的曲面轴对称变几何进气道设计
压发动机设计了马赫数4～6的压力分布可控轴对称进气道，与常规双锥进气道相比，长度明显缩短，非设计点的流量系数和总压恢复系数都有所提高，但是此类进气道更低马赫数下的气动特性并未研究。此外，马赫数可控的压缩曲面不但压缩效率高，而且可以主动控制进气道进口马赫数[18]。基于上述研究，本文针对工作在Ma=1.5～4.5范围内的空气涡轮火箭冲压发动机高流量和高压缩效率的设计要求，不但设计了马赫数可控的曲面压缩轴对称变几何进气道而且给出了一种新型调节结构，并通过数值仿
火箭推进 2018年4期2018-09-11
- 前张式尾翼弹气动特性分析
弹在不同攻角和马赫数下的空气动力，分析弹丸周围的流场特性。研究表明，阻力系数和升力系数均随马赫数的增长先增大后减小，不同的是升力系数在跨音速时突然减小；阻力系数和升力系数与攻角呈正比关系；尾翼部分提供升力占总升力28%～65%，所受阻力占总阻力10%～30%。前张式尾翼弹；攻角；气动特性滑膛炮生产工艺简单、价格低廉，没有膛线磨损，提高了炮管寿命；滑膛炮只能发射尾翼弹，尾翼弹有前张式、后张式、次口径、鸭舵式等众多种类[1]。程杰等基于工程算法结合风洞试验建立
沈阳理工大学学报 2017年6期2018-01-06
- 马赫数2～4连续可调风洞数值模拟及静态标定试验
，莫建伟，唐兰马赫数2～4连续可调风洞数值模拟及静态标定试验齐伟呈，徐惊雷＊，范志鹏，莫建伟，唐兰南京航空航天大学能源与动力学院 江苏省航空动力系统重点实验室，南京 210016型面旋转连续可调风洞可以获得出口马赫数连续变化的出口流场，其结构简单、易于调节、响应迅速，成为目前国内外的研究热点，具有很好的发展前景。本文针对某优化设计的出口马赫数2～4的变马赫数风洞喷管，进行了全流场三维数值仿真校核，并进行了风洞流场静态标定试验，获得了该连续可调风洞在不同马赫
航空学报 2017年1期2017-11-23
- 后缘可变弯度翼型在跨声速中气动特性分析
理论分析当来流马赫数大于临界马赫数(Ma∞>Macr),翼型表面上将出现局部超音速区和激波,这就变为跨声速流动。由于在跨音速中包含局部激波,且其流动是混合型的,就使得跨音速流动较亚音速流和超音速流要复杂得多,给理论分析和实验研究带来较大的困难。由等熵流压强公式可得翼型表面某点Ma、p与来流Ma∞、p∞之比[14],即:(1)当p=pcr时,有Ma=1,Ma∞=Macr,由此得到临界压强系Cpcr数[14]为:(2)此为等熵流动中临界压强系数Cpcr与临界马
弹箭与制导学报 2017年4期2017-05-03
- 一种组合循环发动机变几何进气道方案①
循环发动机工作马赫数范围宽，为此提出了一种采用双通道调节的变几何进气道设计方案：用一道隔板将进气道内压段分为上下2个通道，低马赫数时，上下2个通道同时进气，高马赫数时，通过旋转外压段最后一道压缩面关闭下通道后，仅上通道进气，从而实现进气道压缩角和收缩比的大范围调节。研究表明，该变几何进气道在Ma=2.2～7.0范围内具有较高的总压恢复系数，尤其是具有很高的流量系数，且大部分区间出口马赫数合适，该变几何进气道方案调节过程简单、可靠，容易实现。组合循环发动机；
固体火箭技术 2016年6期2017-01-05
- 6马赫锥导乘波体速度范围与气动特性研究*
乘波体在飞行中马赫数变化会对乘波体产生很大影响，不同马赫数对应不同乘波体外形，获得稳定飞行马赫数范围，对于乘波体气动特性研究将具有重要的指导意义。利用数值模拟方法对无粘锥体流场乘波体进行设计并分析其基本气动特性，得出基于Ma=6，α=0°流场乘波体在满足稳定性飞行的马赫数范围。并在此范围内对乘波体进行分段数值模拟得到升力系数、阻力系数及升阻比变化特性。研究结果为提高乘波体升阻比和控制飞行速度提供了理论基础。乘波体；马赫数；锥体流场；升阻比0 引言高超声速飞
弹箭与制导学报 2016年1期2016-09-07
- 基于重叠场源法的非定常气动力计算研究
；跨声速流动；马赫数；气动力；压力分布；计算效率非定常气动力的计算对气动弹性分析、动导数计算及机动、突风载荷计算等都具有特别重要的意义[1-3]。长期以来，广泛应用于气动弹性分析的气动力计算方法是偶极子格网法[4-5](doublet lattice method,DLM)，多个商用软件均采用了DLM进行气动弹性分析，如MSC.NASTRAN的气动弹性模块。DLM方法能够提供亚声速及超声速范围内较为精确的非定常气动力，其最大的优点还在于能够生成气动力影响系
西北工业大学学报 2016年3期2016-07-22
- 基于轴线马赫数分布的喷管扩张段无粘型面设计
陈爱国基于轴线马赫数分布的喷管扩张段无粘型面设计胡振震＊，李震乾，石义雷，陈爱国（中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所，四川绵阳 621000）针对高超声速风洞轴对称喷管设计问题，开展了喷管扩张段无粘型面设计研究。介绍了基于预设轴线马赫数分布的直接设计方法，改进了基于面积比的轴线马赫数分布预设方法，提出了一种方便多点控制的轴线特征点分布方法。对设计喷管流场进行特征线网三角化，与数值模拟结果进行比较，并分析了影响喷管无粘型面的设计因素。表明：改进的
实验流体力学 2016年4期2016-07-05
- 大型水陆两栖飞机压缩性影响工程估算
飞机飞行过程中马赫数变化会对飞机气动产生很大影响，本文利用某大型水陆两栖飞机外形参数以及部分风洞试验值。通过飞机设计手册气动分册的方法计算变马赫数下的的升力特性，并对结果进行修正，使其更接近真实值。关键词：飞机；升力特性；马赫数1 概述飞机在飞行速度大于0.3马赫数以后，会产生压缩性效应。在超过临界马赫数以后，局部出现音速，出现激波，压缩性影响会更大。一般来讲，在出现压缩性效应以后，会使飞机升力线斜率增大，最大升力系数减小。本文主要根据飞行手册第六册的内容
山东工业技术 2016年13期2016-06-29
- 马赫数对不同负荷分布形式的高负荷低压涡轮性能的影响
10077)马赫数对不同负荷分布形式的高负荷低压涡轮性能的影响白涛(西安航空学院 飞行器学院，西安710077)摘要：数值模拟了3种不同负荷分布形式的高负荷低压涡轮叶片在宽广马赫数范围内的流场。通过分析得出：后加载叶型对马赫数的变化较前加载和均匀加载叶型更为敏感，在高马赫数范围内，叶型气动损失亦非常大，远远大于前加载和均匀加载的叶型；当出口等熵马赫数为1时，后加载叶型的气动损失较均匀加载增加了100%。关键词：负荷分布；马赫数；气动损失；分离；激波大涵道
重庆理工大学学报(自然科学) 2016年4期2016-05-28
- 基于Fluent的弹体气动特性计算与分析
不同攻角和来流马赫数的工况下的气动特性。湍流模型采用FLUENT中的单方程模型解决壁面限制的流动问题。通过建立几何模型、划分计算区域网格、设置FLUENT中相关参数并进行多次迭代直到收敛，得到弹体对应工况下的升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数，对仿真结果进行分析。结果表明，采用FLUENT仿真的方式能够较快地得到弹体的气动参数，为弹道设计提供依据。关键词：攻角；马赫数；升力系数；阻力系数；俯仰力矩系数；气动特性Citation format:WU Xing，
兵器装备工程学报 2016年2期2016-04-11
- 超声速自由射流马赫数控制系统设计
超声速自由射流马赫数控制系统设计乔彦平，田金虎，吴锋，耿卫民（中国燃气涡轮研究院航空发动机高空模拟技术重点实验室，四川江油621703）简要介绍了超声速自由射流高空模拟和试验技术，分析了超声速自由射流马赫数控制的原理，给出了控制方式及建立多输入多输出马赫数控制系统的方法。设计并实现了基于单支点半柔性壁超声速自由射流喷管，及双电动缸同步伺服控制技术的超声速自由射流马赫数控制系统。吹风试验结果表明，采用的双电动缸同步伺服控制技术，可对单支点半柔性壁超声速自由射
燃气涡轮试验与研究 2015年4期2015-10-28
- 某小口径弹丸外流场空气动力特性仿真
数、升力系数随马赫数、攻角的变化规律。仿真结果与1943年阻力定律相符，计算所得的气动参数可以为小口径杀伤破甲弹的外形设计提供依据与参考。1 数值模型1.1 弹丸有限元模型某小口径杀伤破甲弹简化为如图1所示几何模型。由于研究的是弹丸外流场，所以建立直径和长度均是弹丸直径和长度20倍的圆柱体来模拟弹丸外部流场，避免边界反射引起空气流场中的压力计算不稳定。弹丸置于空气流场计算域中心位置，假设弹丸表面为绝热壁，弹丸附近网格加密以准确获得阻力系数和升力系数。图1
机械制造与自动化 2015年5期2015-07-01
- 小展弦比飞翼亚、跨、超声速支撑干扰研究
1.5三个典型马赫数下的支撑干扰特性，分别考虑了近场尾部外形局部畸变和尾支杆干扰及远场风洞中部支架干扰，并基于表面压力系数差异为准则尝试对近场干扰量进行分解。研究得到如下结论:马赫数0.6时，远场支撑阻力系数和俯仰力矩系数的干扰量约占总支撑干扰量的30%，升力系数约占20%;马赫数0.9、迎角2°时，阻力系数远场支撑干扰量占总支撑干扰量的40%，迎角18°时，远场支撑干扰使得涡破裂位置提前;马赫数1.5时，远场支撑干扰可以忽略;基于表面压力系数差异将支撑干
空气动力学学报 2015年3期2015-04-14
- 高超音速技术将用于未来客机中
飞行速度达到的马赫数为5～6（飞行器在空气中的运动速度与该高度远前方未受扰动的空气中的音速的比值称为飞行马赫数，马赫数0.8为次音速，0.8～1.2为穿音速，1～5为超音速，大于5为高超音速），工程师认为高超音速技术可以用于研制下一代的客机（如图1），如果设计成功，将使得跨大西洋航线变得非常便捷，只要1h就可以从伦敦飞到纽约。endprint据国外媒体报道.洛克希德.马丁公司研制的SR-72隐身高超音速侦察机飞行速度达到的马赫数为5～6（飞行器在空气中的运
中学生数理化·八年级物理人教版 2014年1期2015-01-09
- 自由射流中飞机进气道前方亚声速流场数值仿真研究
压缩作用与飞行马赫数关系，对比和分析了分别在自由射流与真实大气中进气道前和进气道入口处的马赫数分布，确定了3种马赫数下进气道在自由射流中的最佳安装位置。比较发现，亚声速自由射流对真实高空大气飞行进行模拟，可以得到马赫数相似的流场。自由射流；发动机高空模拟；进气道；马赫数；数值计算自由射流装置由于其可以模拟整个飞行包线环境这一特点，可以被用于航空发动机高空试验台中。早在1990年美国ASTF C-2自由射流装置就已经投入使用，我国的自由射流高空台也在建设当中
沈阳航空航天大学学报 2014年5期2014-08-29
- 自由射流试验中超声速进气道流场的数值研究
环境。分析不同马赫数下喷管出口马赫数分布情况，发现出口核心区存在于距离喷管出口壁面垂直方向3倍边界层位移厚度的位置。简要分析了二元超声速喷管出口马赫数分布情况。将自由射流模型模拟结果与模拟飞行模型模拟结果进行比较。进气道进口斜激波分布基本一致，分布合理，与理论吻合较好，喷管的射流满足高空模拟试验要求。高空试验模拟；自由射流；超声速进气道；数值计算航空发动机的气动热力问题、机械系统问题、匹配性问题及控制规律问题等都必须通过高空台模拟试验进行充分的调试和验证[
沈阳航空航天大学学报 2014年6期2014-08-29
- 超声速/高超声速风洞试验段结构形式对流场性能的影响研究
压力和喷管出口马赫数或马赫角的控制，射流核心区外为膨胀扇、拦截激波等一系列结构，与扩压器之间相互作用，产生了很强的激波干扰[3-4]。闭口圆截面试验段为一段连接喷管与扩压器之间的圆管，气流在进入扩压器前可以没有任何膨胀波或激波的干扰，但面临着壁面边界层的影响和扰动的中心聚焦等问题[2]。目前，超声速风洞多采用闭口式试验段，高超声速风洞多采用开口自由射流式试验段。但对于采用这两种试验段结构形式，会对风洞流场品质产生怎样的影响尚未见相关详细的研究文献。中国空气
实验流体力学 2014年4期2014-03-30
- 基于马赫数的真空管道交通系统温度场特性初探
，数值模拟不同马赫数下的真空管道系统内部温度场，并分析其生热机理与传热特性。结果表明：在真空管道交通系统中，随马赫数增大，系统最高温度呈抛物线趋势递增在管内压力和阻塞比一定的情况下，系统内车尾顶部温度达到最大，随后温度逐渐降低。[关键词]真空管道交通；马赫数；气动生热[中图分类号]U491.2 [文献标识码]A [文章编号]1672-5158（2013）06-0022-01现今，在经济全球化和跨区域合作日趋密切的社会背景下，人员来往日趋频繁，对交通工具的要
中国信息化·学术版 2013年6期2013-09-30
- NF-6连续式跨声速风洞马赫数控制方式比较与研究
，风洞试验气流马赫数设计范围为0.2～1.2，洞内气压可从常压增至0.55MPa，通过增压和喷液氮降温的方法可以实现实验雷诺数达到1.5×107以上，风洞具有固定马赫数变雷诺数和固定雷诺数变马赫数的能力。风洞于2009年初完成所有性能调试与流场校测工作，主要性能指标均达到设计要求。来流马赫数是反映风洞流场性能指标最为重要的参数之一，如何对其实现精确高效控制，更是风洞控制中一大关键难题。在国内，目前投入运行的跨声速风洞均为暂冲式风洞，其马赫数控制方式与连续式
实验流体力学 2013年2期2013-09-21
- 高马赫数涡轮发动机性能模拟
10072)高马赫数涡轮发动机性能模拟刘增文，王占学(西北工业大学动力与能源学院，西安710072)对马赫数4.0一级的高马赫数涡轮发动机进行了研究，分析了高马赫数涡轮发动机的结构形式和工作原理，建立了性能计算模型。利用泵理论拓展了发动机的低转速部件特性，对某高马赫数涡轮发动机方案进行了性能计算，并分析了其风车冲压模态的性能变化趋势。计算结果表明，该发动机在马赫数3.7时进入风车冲压模态；由于主燃烧室熄火，其推力在模态转换阶段将出现暂时震荡，比冲将在模态转
燃气涡轮试验与研究 2013年6期2013-06-28
- 2.4m 跨声速风洞颤振试验流场控制技术研究
式。方式一：定马赫数阶梯变速压的试验方式，即保持马赫数为定值，通过逐步增加试验段气流总压的方法增加速压，逐步逼近颤振临界速压，甚至增加到模型出现颤振。该方式要求其启动过程速压平滑上升，总压超调小于0.5kPa，一次启动要完成4个以上尽可能多的速压阶梯，在出现险情时，具有自动平稳关车的能力，速压按要求的速率下降。该方式适用于临界速压范围比较宽的情况。方式二：定总压线性变马赫数方式，即固定总压，通过连续、线性地增加马赫数，逐渐提高总压（密度），切割颤振临界速压
实验流体力学 2012年6期2012-11-20
- 半柔壁喷管初步实验研究
喷管，以实现变马赫数的目的，但国内至今还没有掌握该项设计技术。半柔壁喷管型式与国内已使用的全柔壁喷管型式相比，存在以下特点：半柔壁喷管中，喉道部分为固块，膨胀区使用柔壁，由于在弯曲率最大的喉道部分使用了固块（见图1），因此喷管柔板长度可减少近一半，可以降低对柔板材料和柔板加工的苛刻要求，喷管建造经费可减少20%～30%；柔壁驱动支撑点数量大大减少，控制程序简洁，喷管型面曲线可由少数支撑杆控制形成，机构整体刚性好，喷管型面在承压状态下，可有效抑制喷管型面失稳
实验流体力学 2012年3期2012-04-17
- 侧向收缩比对RBCC侧压式进气道起动性能的影响*
气道必须具备宽马赫数工作的能力,且其马赫数工作范围远远超过了其它吸气式发动机。通常变几何结构是宽工作马赫数进气道普遍采用的实现方案[2-6]。而针对较窄的工作马赫数区间时,则可以采用定几何进气道。侧压式进气道不仅具有低起动马赫数、宽工作马赫数区间等优点,而且在几何结构上还能较好的配合典型的三维矩形结构的RBCC发动机,尤其是中心支板式 RBCC发动机(采用中心支板放置一次火箭)[2-10]。RBCC的研究结果表明,引射和亚燃的模态过渡马赫数取在3.0以下较
弹箭与制导学报 2011年3期2011-12-07
- 不同入口马赫数对超燃冲压发动机尾喷管的性能影响研究
器往往需要跨大马赫数范围飞行，工况变化范围很大，喷管的膨胀比极高，通常采用机体/推进一体化设计。此时，飞行器后体壁面作为超燃冲压发动机的外喷管膨胀面来使用，形成非对称喷管。尾喷管是超燃冲压发动机产生推力的主要部件，如在飞行马赫数Ma=6时，尾喷管产生的推力可达到发动机总推力的70%左右[1]。尾喷管的性能既取决于其几何构型，又取决于沿飞行轨道的Ma、动压、飞行攻角、进气道和燃烧室性能等，对尾喷管性能的影响规律研究已成为超燃冲压发动机领域的重要研究方向。文献
火箭推进 2011年3期2011-03-14
- 二元高超声速进气道内部阻力特性分析与研究
条件以改变来流马赫数,以数值模拟为研究手段,来分析二元高超声速进气道所受阻力随飞行马赫数的变化。1 阻力分析的二元进气道图1就是本文分析的二元高超声速进气道三维造型,这是一个典型的三斜楔多波系二元高超声速进气道,它的工作马赫数范围M=4～6。图2为它的气动布局示意图,外压缩角依次分别为 7°、15.5°和20°,唇口内表面下弯5°,经三道外压激波压缩后的气流在唇口就有20°的压缩,为避免气流在下壁面肩点转折过大,肩点后下壁面有5°的上抬,为确保该进气道在马
空气动力学学报 2010年1期2010-11-08
- Effects of turbulence models on the numerical simulation of nozzle jets
del)图3 马赫数和涡团粘性系数等值线(SST模型)Fig.4 Mach and eddy viscosity contours(SS TCCmodel)图4 马赫数和涡团粘性系数等值线(SSTCC模型)Fig.5 Comparison of velocities along the centerline图5 中心线上喷流速度比较The jet velocity profiles in the radial direction at several ax
空气动力学学报 2010年2期2010-04-07