噴流
- 側(cè)向噴流對(duì)導(dǎo)彈方向舵局部氣動(dòng)熱特性的影響
[1-2]。側(cè)向噴流流動(dòng)控制技術(shù)因具有響應(yīng)時(shí)間短、工作穩(wěn)定性好等眾多優(yōu)點(diǎn)，被廣泛應(yīng)用于航空航天領(lǐng)域。但側(cè)向噴流與高速自由來流的相互作用十分復(fù)雜。圖1 給出了噴流干擾流動(dòng)特征圖[3-4]，可以看到，由于噴流與自由來流的相互作用，在噴口前端附近產(chǎn)生了高壓回流區(qū)和再循環(huán)區(qū)兩個(gè)回流區(qū)。在兩個(gè)回流區(qū)的作用下，噴口前壁面邊界層發(fā)生分離，產(chǎn)生分離激波。在噴口處由于氣流未完全膨脹，噴出后的氣流膨脹加速形成馬赫盤。噴流與自由來流作用下，形成了弓形激波。在噴流的后方，由于噴流
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2023年9期2023-11-02
- 火星探測(cè)器再入RCS 噴流干擾效應(yīng)數(shù)值模擬研究
em, RCS）噴流提供俯仰、偏航及滾轉(zhuǎn)力/力矩以實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定飛行姿態(tài)、調(diào)整飛行軌道以及確保精準(zhǔn)落點(diǎn)等目的。RCS 噴流與來流相互干擾會(huì)產(chǎn)生包含弓形激波、分離及再附、激波與邊界層干擾等復(fù)雜結(jié)構(gòu)的干擾流場(chǎng)[5]，改變飛行器壁面的壓力分布，并由此產(chǎn)生附加干擾力/力矩，嚴(yán)重時(shí)可能導(dǎo)致飛行姿態(tài)的不可控。可見噴流控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)必須重視噴流干擾問題。對(duì)于地球大氣環(huán)境下的噴流干擾問題，國(guó)內(nèi)外均開展了大量研究[6-8]，內(nèi)容涉及不同氣動(dòng)外形[9-11]、噴口布局[12]、熱噴效
航天器環(huán)境工程 2023年4期2023-09-07
- 尾部噴流對(duì)飛行器阻力影響的數(shù)值模擬分析
狀、邊界層狀態(tài)和噴流參數(shù)等均有密切關(guān)系。無噴流狀態(tài)時(shí),彈體底部存在回流區(qū),流動(dòng)包含激波膨脹波、大分離流動(dòng)和自由剪切層等復(fù)雜流動(dòng)結(jié)構(gòu);引入底部噴流狀態(tài)下,高溫高速噴流與外部流場(chǎng)相互干擾,二次回流區(qū)在噴口附近形成環(huán)帶,完全改變了底部流場(chǎng)結(jié)構(gòu),同時(shí)單噴管噴流和雙噴管噴流底部流動(dòng)形態(tài)差異也較大,對(duì)飛行器阻力特性的影響各不相同。飛行器底部噴流主要產(chǎn)生兩種作用:一種為體積效應(yīng),一種為引射效應(yīng)。體積效應(yīng)又稱自由邊界效應(yīng)或位移效應(yīng),噴流的羽流邊界類似于一個(gè)實(shí)體邊界,對(duì)氣流
火箭推進(jìn) 2023年3期2023-07-11
- 火箭高溫高速噴流注水降噪數(shù)值計(jì)算與分析
中會(huì)產(chǎn)生高強(qiáng)度的噴流噪聲，能夠形成聲載荷直接作用在火箭、發(fā)射臺(tái)以及地面操作設(shè)備上，產(chǎn)生嚴(yán)重的聲振響應(yīng)，威脅著火箭本體、有效載荷以及儀器設(shè)備的服役安全。注水降噪是目前針對(duì)火箭噴流噪聲最有效的控制方法。20世紀(jì)50年代，美國(guó)NASA Langley 研究中心就針對(duì)飛機(jī)噴流噪聲問題開展了一系列的注水降噪研究［1］。20世紀(jì)60年代以后，冷戰(zhàn)背景下航天火箭技術(shù)飛速發(fā)展，美國(guó)、蘇聯(lián)相繼開始將注水降溫降噪的技術(shù)手段應(yīng)用于降低運(yùn)載火箭發(fā)射噴流噪聲，以防護(hù)火箭發(fā)射設(shè)備及設(shè)
航空學(xué)報(bào) 2023年7期2023-06-28
- 反向噴流對(duì)運(yùn)載火箭返回段氣動(dòng)特性影響研究
大氣飛行段,反向噴流與來流相互干擾,頭部附近區(qū)域流場(chǎng)復(fù)雜,進(jìn)而影響整個(gè)一子級(jí)流場(chǎng)分布,對(duì)全箭及柵格舵等氣動(dòng)特性會(huì)產(chǎn)生較大影響。國(guó)內(nèi)外針對(duì)高超聲速再入飛行器反向噴流分析已開展了相應(yīng)研究工作,早在二十世紀(jì)五六十年代,有學(xué)者提出在機(jī)體頭部駐點(diǎn)處引入反向噴流來改變物面壓力分布,進(jìn)而使飛行器所受阻力減小,同樣可以減少飛行器表面熱流。Finley等[16]對(duì)超聲速來流下的反向噴流展開試驗(yàn),提出穩(wěn)態(tài)流動(dòng)的氣動(dòng)特性主要包括噴流壓力和噴流馬赫數(shù)。Love[17]通過反向噴流
宇航學(xué)報(bào) 2023年3期2023-04-15
- 環(huán)形及其組合體噴流的減阻防熱機(jī)理
段；第3類是逆向噴流，逆向噴流是在飛行器高超聲速飛行過程中通過鈍體頭部向空氣中逆向注入氣體，從而改變鈍體周圍的流動(dòng)結(jié)構(gòu)，達(dá)到減阻降熱的目的，逆流噴流作為一種主動(dòng)流動(dòng)控制的概念，以降低阻力和氣動(dòng)熱載荷，在不同類型的飛行器和航天器上進(jìn)行了研究。早在20世紀(jì)50年代，有人就提出了噴流減阻的概念。Lopatoff[13]和Love[14]研究了從半球頭體頭部發(fā)射高速射流對(duì)飛行的影響，發(fā)現(xiàn)高速射流可以改變飛行器表面的壓力分布。Watt[15]用光學(xué)方法對(duì)2股不同壓力
航空學(xué)報(bào) 2022年12期2023-01-10
- 發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)火箭氣動(dòng)特性影響
過程中， 發(fā)動(dòng)機(jī)噴流與自由來流的相互作用會(huì)形成復(fù)雜的噴流誘導(dǎo)流動(dòng)分離-再附現(xiàn)象和底部噴流抽吸現(xiàn)象[1-2]， 使得箭體附近的流場(chǎng)與無噴流狀態(tài)差異明顯。 有、 無噴流時(shí)的流場(chǎng)差異， 對(duì)火箭表面壓力分布及整體氣動(dòng)力/力矩特性都會(huì)產(chǎn)生較為明顯的影響。氣動(dòng)特性設(shè)計(jì)的首要任務(wù)是獲取火箭在飛行狀態(tài)下真實(shí)準(zhǔn)確的氣動(dòng)力/力矩系數(shù)[3-4]， 但受限于國(guó)內(nèi)常用風(fēng)洞的尺寸規(guī)模和火箭試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷奈膊恐畏绞剑?對(duì)于長(zhǎng)細(xì)比較大(如大于12)的火箭， 風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)中通常難以考慮發(fā)動(dòng)機(jī)
氣體物理 2022年5期2022-10-14
- 亞跨聲速大攻角條件下細(xì)長(zhǎng)體外形側(cè)向噴流氣動(dòng)干擾研究
表面壓力分布。有噴流狀態(tài)下作用于飛行器上的氣動(dòng)力與無噴流狀態(tài)下的情況會(huì)有所不同，從而影響到側(cè)向直接力發(fā)動(dòng)機(jī)的操縱效果。因噴流干擾流動(dòng)復(fù)雜，不同來流條件、不同飛行器外形、不同的噴管布置、不同噴管推力和燃?xì)鈪?shù)會(huì)產(chǎn)生不同的干擾情況，有時(shí)候噴流對(duì)氣動(dòng)力的干擾效果會(huì)部分甚至完全抵消噴管推力的效果，需要對(duì)具體的干擾情況進(jìn)行仿真分析研究。國(guó)內(nèi)外眾多學(xué)者已經(jīng)對(duì)飛行器側(cè)向噴流氣動(dòng)干擾特性開展了一系列研究，但現(xiàn)有針對(duì)側(cè)向噴流對(duì)氣動(dòng)力干擾效應(yīng)的研究工作大部分集中在超聲速或高超
空天防御 2022年3期2022-09-29
- 導(dǎo)彈模型直氣復(fù)合氣動(dòng)特性研究
個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)工作，其噴流響應(yīng)時(shí)間為6～10 ms）；NCADE 彈道導(dǎo)彈防御系統(tǒng)在攔截彈彈體質(zhì)心位置上安裝了4個(gè)間隔為90°的轉(zhuǎn)向推進(jìn)器。俄羅斯S-400 防御系統(tǒng)中的小型化防空導(dǎo)彈上安裝有24個(gè)脈沖發(fā)動(dòng)機(jī)（同一時(shí)間可有8 個(gè)發(fā)動(dòng)機(jī)工作）。歐洲導(dǎo)彈集團(tuán)提出的通用防空導(dǎo)彈方案采用了尾部對(duì)稱安裝4個(gè)直接力裝置的布局。德國(guó)導(dǎo)彈防御系統(tǒng)TLVS 采用空氣動(dòng)力和燃?xì)鈩?dòng)力復(fù)合控制；法國(guó)的ASTER15/30 防空導(dǎo)彈采用射流加推力矢量雙復(fù)合控制。各方面的信息均表明，歐美各
空天防御 2022年3期2022-09-29
- 高超聲速逆向噴流數(shù)值模擬和風(fēng)洞試驗(yàn)
3]提出使用逆向噴流技術(shù)來達(dá)到降低高超聲速飛行器表面熱流的目的。逆向噴流一般情況是從飛行器頭部噴出與來流方向相反的噴流，以此將激波推離飛行器表面，而噴流接觸來流后會(huì)反向附著于物面并在噴口附近形成回流區(qū)，來流則在回流區(qū)外流動(dòng)并再附。其典型流場(chǎng)結(jié)構(gòu)可分為長(zhǎng)穿透和短穿透兩種模態(tài)，如圖1所示[4]。圖1 逆向噴流流場(chǎng)結(jié)構(gòu)[4]Fig. 1 Flow field structure of an opposing jet in supersonic flow[4]影響
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2022年4期2022-08-23
- 超聲速欠膨脹噴流噪聲數(shù)值模擬研究
發(fā)動(dòng)機(jī)射出超聲速噴流，其伴隨產(chǎn)生的高強(qiáng)度噪聲可在飛行器表面產(chǎn)生巨大的聲負(fù)載[1-3]，引起結(jié)構(gòu)或有效載荷出現(xiàn)聲疲勞失效[4]。因此，超聲速噴流噪聲的機(jī)理研究與降噪設(shè)計(jì)日益受到學(xué)術(shù)界與工業(yè)界的關(guān)注[5-8]。而在大空域飛行的情況下，戰(zhàn)斗機(jī)、火箭等飛行器的發(fā)動(dòng)機(jī)噴嘴極易處于非設(shè)計(jì)狀態(tài)[9]。因此，針對(duì)超聲速非理想膨脹噴流噪聲的研究具有一定的應(yīng)用價(jià)值。超聲速非理想膨脹噴流噪聲可分為湍流噪聲和激波相關(guān)噪聲，前者包括大尺度湍流噪聲和小尺度湍流噪聲，后者包括寬頻激波噪
航空科學(xué)技術(shù) 2022年7期2022-07-30
- 不同噴流對(duì)激波/邊界層干擾控制特性對(duì)比
, 因此開展不同噴流對(duì)激波/邊界層干擾控制特性對(duì)比研究具有十分重要的意義.本文擬開展不同噴流方式對(duì)激波/邊界層干擾控制特性對(duì)比研究, 在保證噴流與主流總壓比相同的條件下, 對(duì)比分析定常噴流、 方波脈沖噴流和正弦脈沖噴流的控制效果, 獲得特定工況下3種噴流方式對(duì)激波/邊界層干擾流場(chǎng)的影響.1 物理模型和計(jì)算方法1.1 控制方程考慮到計(jì)算流場(chǎng)的可壓縮性、 流動(dòng)的黏性和脈沖噴流的非定常性, 控制方程由二維可壓縮非定常N-S方程組給出, 即采用商業(yè)CFD軟件Flu
氣體物理 2022年3期2022-06-13
- 航空發(fā)動(dòng)機(jī)噴流噪聲近場(chǎng)測(cè)試研究
小涵道比發(fā)動(dòng)機(jī)，噴流噪聲是其最主要的噪聲源，直接與發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)完整性、隱身性及飛行安全息息相關(guān)。特別是對(duì)于艦載飛機(jī)的發(fā)動(dòng)機(jī)，其噴流噪聲還直接關(guān)系到航母甲板上工作人員的健康[2]，以及會(huì)引發(fā)飛機(jī)、發(fā)動(dòng)機(jī)和艦上各種設(shè)備的聲疲勞，造成戰(zhàn)斗力下降。因此，進(jìn)行噴流噪聲研究，降低噴流噪聲，對(duì)于軍用航空發(fā)動(dòng)機(jī)是必要的，也是必需的。美國(guó)軍方很早就考慮到噴流噪聲對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)的影響。早在1985 年，美軍標(biāo)MIL-E-87231《渦噴渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)軍用規(guī)范》就將噪聲作為發(fā)動(dòng)機(jī)結(jié)構(gòu)
燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究 2022年4期2022-02-15
- 主動(dòng)引射冷卻對(duì)空氣舵熱環(huán)境影響的試驗(yàn)研究
動(dòng)引射冷卻系統(tǒng)的噴流條件對(duì)于模型空間流場(chǎng)結(jié)構(gòu)和典型區(qū)域熱環(huán)境的影響規(guī)律，并對(duì)降熱效果進(jìn)行了定量評(píng)估。1 試驗(yàn)方法試驗(yàn)采用平板和舵組合的模型，如圖1所示。主動(dòng)引射噴口為矩形，流向和展向尺寸分別為舵前緣寬度的1/5和2倍，位于舵上游2倍舵長(zhǎng)的位置，其噴流方向與平板呈30°角。圖1 試驗(yàn)?zāi)Ｐ褪疽釬ig.1 Schematic Diagram of the Experimental Model本次試驗(yàn)在超聲速激波風(fēng)洞中進(jìn)行。流場(chǎng)特征條件如表1所示，試驗(yàn)來流馬赫數(shù)為
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2021年6期2021-12-23
- 自然風(fēng)對(duì)發(fā)機(jī)噴流距離的影響
。起飛飛機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流所產(chǎn)生的氣動(dòng)載荷可能會(huì)對(duì)后側(cè)穿越跑道的飛機(jī)造成偏離滑行路線、側(cè)翻等嚴(yán)重影響[4]，但中外對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)遠(yuǎn)場(chǎng)階段噴流效應(yīng)的研究較少。發(fā)動(dòng)機(jī)噴流距離除了受發(fā)動(dòng)機(jī)自身構(gòu)型影響，也會(huì)受外界自然風(fēng)的影響[5-6]。當(dāng)自然風(fēng)風(fēng)速較大且為正風(fēng)向(風(fēng)向與發(fā)動(dòng)機(jī)噴流方向一致)可能會(huì)對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)遠(yuǎn)場(chǎng)噴流的速度造成較大的影響。因此，對(duì)自然風(fēng)影響下的發(fā)動(dòng)機(jī)噴流進(jìn)行研究對(duì)后側(cè)穿越方案的實(shí)施具有重要意義。在對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)噴流的研究中，數(shù)值模擬相較于真機(jī)試驗(yàn)、建模分析等方法具有可視
科學(xué)技術(shù)與工程 2021年32期2021-11-23
- 高超聲速單/多噴管逆向噴流降熱特性研究
護(hù)技術(shù)之一的逆向噴流方法，由于可以顯著降低飛行器的氣動(dòng)加熱，成為高超聲速飛行器主動(dòng)熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)可選擇的有效途徑之一。逆向噴流降熱技術(shù)的主要原理是在飛行器頭部設(shè)置一個(gè)噴口，噴口噴射出來的氣體將飛行器頭部弓形激波更遠(yuǎn)地推離飛行器壁面，從而降低氣動(dòng)加熱熱量向飛行器內(nèi)部傳遞，達(dá)到主動(dòng)改善飛行器氣動(dòng)加熱熱環(huán)境的目的。本文研究高超聲速飛行器逆向噴流降熱技術(shù)，針對(duì)某高超聲速飛行器頭部，開展了單噴管逆向噴流降熱特性和多噴管逆向噴流降熱技術(shù)的研究。重點(diǎn)呈現(xiàn)了使用單噴管逆向
導(dǎo)彈與航天運(yùn)載技術(shù) 2021年4期2021-08-23
- 費(fèi)米耀變體噴流功率與黑洞質(zhì)量的相關(guān)性研究①
20)0 引 言噴流的加速機(jī)制和演化過程尚未有定論。但是目前學(xué)者們已經(jīng)提出了一些噴流的理論模型用以解釋噴流的加速機(jī)制，常見的有Blandford-Znajek(BZ)機(jī)制[4]，Blandford-Payne(BP)機(jī)制[5]，Meier[6]提出的雜化噴流模型等。在BZ機(jī)制和雜化噴流模型這兩種非常有影響力的模型中，中央大質(zhì)量黑洞的旋轉(zhuǎn)能量或吸積物質(zhì)的能量和角動(dòng)量被連接黑洞視界的大尺度磁場(chǎng)提取出來并轉(zhuǎn)化成噴流的運(yùn)動(dòng)功率，因此我們有理由相信噴流功率與黑洞質(zhì)量
- 耀變體亮溫度與黑洞噴流能量的相關(guān)性討論*
洞通常產(chǎn)生強(qiáng)勁的噴流[2-3]?；顒?dòng)星系核中最為極端的一個(gè)子類是耀變體，具有極端相對(duì)論速度的噴流，噴流視角很小，噴流方向正好或者幾乎正好指向觀測(cè)者[4]，有非常強(qiáng)的相對(duì)論聚束效應(yīng)[5]，是研究黑洞吸積、電子加速機(jī)制、高能輻射過程非常理想的對(duì)象。耀變體通常分為平譜射電類星體和蝎虎天體兩個(gè)子類，平譜射電類星體和蝎虎天體之間的經(jīng)典劃分主要基于發(fā)射線的等值寬度(Equivalent Width, EW)，等值寬度大于0.5 nm的耀變體為平譜射電類星體，反之為蝎虎
天文研究與技術(shù) 2021年2期2021-04-15
- 面對(duì)稱重復(fù)使用運(yùn)載器尾部噴流風(fēng)洞試驗(yàn)
本文所開展的尾部噴流風(fēng)洞試驗(yàn)研究即針對(duì)以火箭為動(dòng)力的面對(duì)稱重復(fù)使用運(yùn)載器，其有兩方面重要意義。一方面，主發(fā)動(dòng)機(jī)在工作時(shí)所產(chǎn)生的尾部噴流會(huì)顯著改變尾部流場(chǎng)，從而對(duì)運(yùn)載器的底部阻力及總阻力產(chǎn)生顯著影響，進(jìn)而影響彈道設(shè)計(jì)。文獻(xiàn)[7]提到，對(duì)一些導(dǎo)彈類軸對(duì)稱飛行器而言，10%的阻力偏差將引起近百公里的落點(diǎn)偏離。文獻(xiàn)[8]指出，底部阻力受到彈體長(zhǎng)度、邊界層狀態(tài)、尾部形狀、發(fā)動(dòng)機(jī)噴流參數(shù)、飛行高度和馬赫數(shù)等因素影響，并在一定飛行條件下，底部會(huì)出現(xiàn)正推力，對(duì)射程產(chǎn)生重要
航空學(xué)報(bào) 2021年2期2021-03-26
- 逆向噴流主動(dòng)流動(dòng)控制及減阻機(jī)理研究
其中氣動(dòng)桿和逆向噴流是近年來使用較多的方法。氣動(dòng)桿為安裝在飛行器前端的細(xì)長(zhǎng)桿，其常常用于降低高超聲速飛行器的氣動(dòng)阻力。從20世紀(jì)50年代起就開始了與氣動(dòng)桿減阻相關(guān)的試驗(yàn)和數(shù)值研究[3-5]，并且在高超聲速飛行器上已經(jīng)實(shí)現(xiàn)了工程化應(yīng)用，如美國(guó)三叉戟Ⅱ型彈道導(dǎo)彈。氣動(dòng)桿能將高超聲速飛行器頭錐前方的弓形激波推離物面，其核心技術(shù)是將強(qiáng)激波轉(zhuǎn)化為斜激波，從而減弱了激波強(qiáng)度，達(dá)到降低飛行器氣動(dòng)阻力的目的。Dem'yanov[6-8]等通過數(shù)值方法研究了氣動(dòng)桿的減阻性能
機(jī)械設(shè)計(jì)與制造工程 2020年12期2020-12-29
- 逆向噴流對(duì)雙錐導(dǎo)彈外形減阻特性的影響
的一種形式，逆向噴流一直受到業(yè)內(nèi)研究者的關(guān)注。逆向噴流技術(shù)是利用逆向噴流與自由來流的相互作用，使流場(chǎng)的波系結(jié)構(gòu)和渦系結(jié)構(gòu)發(fā)生改變，以達(dá)到減阻降熱的目的。研究逆向噴流技術(shù)，無論是在應(yīng)用還是在理論上都十分有意義，國(guó)內(nèi)外學(xué)者為此開展了很多工作[4-6]。Finley[7]通過風(fēng)洞試驗(yàn)，獲得了在逆向噴流與超聲速來流相互作用下，球頭圓柱體和橢圓錐體模型的頭部壁面壓力分布以及不同噴流模態(tài)的紋影圖像。Aso[8]和Hayashi[9-10]等進(jìn)行了逆向噴流對(duì)球頭圓柱體降
航空學(xué)報(bào) 2020年12期2020-12-28
- 高空側(cè)向噴流干擾效應(yīng)數(shù)值研究
推力矢量和RCS噴流等措施來實(shí)現(xiàn)。其中側(cè)向噴流是RCS控制系統(tǒng)最常用的類型，它利用噴流直接產(chǎn)生的側(cè)向力來實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器的控制，具有結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、不工作時(shí)對(duì)流場(chǎng)干擾小、響應(yīng)迅速、控制效率高等特點(diǎn)。側(cè)向噴流RCS控制已經(jīng)被廣泛應(yīng)用于航天飛機(jī)、導(dǎo)彈等各類飛行器的高空機(jī)動(dòng)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)上[1]。RCS工作時(shí)，側(cè)向噴流與自由來流發(fā)生相互作用，由此產(chǎn)生激波/邊界層干擾、激波/激波干擾、多尺度流動(dòng)分離等復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象，形成強(qiáng)烈的噴流干擾效應(yīng)，給氣動(dòng)性能的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)帶來極大困難[2]
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2020年5期2020-11-10
- 高超聲速飛行器氣動(dòng)桿和逆向噴流復(fù)合構(gòu)型氣動(dòng)阻力優(yōu)化
學(xué)者開始研究逆向噴流技術(shù)在降低高超聲速飛行器氣動(dòng)阻力中的作用。Huang等[4-5]通過試驗(yàn)和數(shù)值方法研究了逆向噴流對(duì)鼻錐氣動(dòng)阻力的影響，結(jié)果表明，逆向噴流可將弓形激波推向前方，并將其轉(zhuǎn)換為斜激波，降低了激波強(qiáng)度，從而降低鼻錐的氣動(dòng)阻力，且增加噴流總壓可提高系統(tǒng)的減阻效率。針對(duì)傳統(tǒng)氣動(dòng)桿與氣動(dòng)桿和逆向噴流復(fù)合構(gòu)型，本文運(yùn)用CFD(computational fluid dynamics)數(shù)值算法進(jìn)行了氣動(dòng)分析，驗(yàn)證了復(fù)合構(gòu)型優(yōu)異的減阻效率，在此基礎(chǔ)上以氣動(dòng)
機(jī)械設(shè)計(jì)與制造工程 2020年9期2020-09-23
- 逆向噴流激波針減阻防熱特性
技術(shù)； 二是逆向噴流技術(shù)[6-8]，是指向飛行器前緣流場(chǎng)注入冷卻介質(zhì)，改變飛行器鈍頭體頭部的流場(chǎng)結(jié)構(gòu)，將弓形激波向前推移，增加激波脫體距離，已達(dá)到降低熱流和氣動(dòng)阻力的目的。三是激波針技術(shù)[9-11]，即在飛行器頭部設(shè)計(jì)特定的機(jī)械結(jié)構(gòu)，改變鼻錐的繞流流場(chǎng)以實(shí)現(xiàn)防熱減阻的方法。目前，國(guó)內(nèi)外學(xué)者分別對(duì)逆向噴流以及激波針技術(shù)進(jìn)行了數(shù)值模擬研究以及實(shí)驗(yàn)研究，黃偉等人[12]對(duì)逆向噴流及相關(guān)技術(shù)進(jìn)行了較為詳細(xì)的綜述。Rong等人[13-14]使用氮?dú)庾鳛?span id="j5i0abt0b" class="hl">噴流介質(zhì)進(jìn)行了
電子技術(shù)與軟件工程 2020年2期2020-06-13
- 噴流制冷的高超聲速后臺(tái)階流場(chǎng)氣動(dòng)光學(xué)效應(yīng)研究*
的流場(chǎng)通常伴隨著噴流制冷現(xiàn)象,目前也有大量針對(duì)噴流冷卻的后臺(tái)階流場(chǎng)研究。張鋒[9]采用基于納米粒子的平面激光散射技術(shù)對(duì)不同靜壓比下馬赫數(shù)為3的超聲速冷卻氣膜流場(chǎng)進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)研究。結(jié)果表明,在波系結(jié)構(gòu)、噴流厚度及湍流化程度等方面,靜壓比對(duì)超聲速冷卻氣膜產(chǎn)生了顯著的影響。朱志斌[10]以光學(xué)窗口外冷噴流為研究背景,采用大渦模擬方法對(duì)后臺(tái)階外形切向噴流混合流場(chǎng)進(jìn)行了研究,獲得了流場(chǎng)結(jié)構(gòu)特征、時(shí)空演化規(guī)律及流場(chǎng)密度脈動(dòng)特性。鄧放[11]采用高精度格式求解了二維Nav
飛控與探測(cè) 2020年6期2020-02-24
- 側(cè)噴干擾高溫燃?xì)庑?yīng)討論
制效率很低。側(cè)向噴流直接力控制系統(tǒng)的響應(yīng)時(shí)間僅為氣動(dòng)舵面的幾十分之一，且效果不受動(dòng)壓減小的影響，是目前高超聲速導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)控制響應(yīng)最快、系統(tǒng)最簡(jiǎn)單的控制方式。噴流直接力控制系統(tǒng)在高空提供近似等于推力的控制力，提供的力矩主要由推力作用線與轉(zhuǎn)軸的相對(duì)位置決定，基本不引起干擾力和力矩，對(duì)噴口周圍物面的氣動(dòng)加熱也不明顯。但當(dāng)高度降低至20～30 km時(shí)，來流與噴流產(chǎn)生復(fù)雜的側(cè)噴干擾效應(yīng)，形成強(qiáng)烈的激波/激波、激波/邊界層干擾流動(dòng)結(jié)構(gòu)(如圖1所示)，產(chǎn)生明顯的干擾力、力
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2019年6期2020-01-10
- 衛(wèi)星黑子衰減觸發(fā)的噴流事件?
].近幾年來, 噴流也被認(rèn)為是解決日冕加熱問題的關(guān)鍵[9–11].噴流可以通過向上噴發(fā)的熱等離子體, 直接把能量傳遞給高層大氣[12–13].噴流也會(huì)產(chǎn)生快速激波,通過耗散把能量轉(zhuǎn)換成日冕等離子體的熱能[14–18].噴流是太陽外層大氣中的普遍現(xiàn)象, 在活動(dòng)區(qū)、寧?kù)o區(qū)、冕洞和極區(qū)都有分布.根據(jù)觀測(cè)波段, 噴流可以分為Hα日浪[19–20]、紫外、極紫外噴流和X射線噴流[21–22]等.現(xiàn)在一般認(rèn)為噴流是微耀斑爆發(fā)引起的, 它們都具有相似的形態(tài), 底部是兩個(gè)
天文學(xué)報(bào) 2019年6期2019-12-10
- 飛翼布局無人機(jī)噴流對(duì)氣動(dòng)特性影響研究
而無人機(jī)尾噴管的噴流會(huì)對(duì)外流場(chǎng)產(chǎn)生一定的影響,進(jìn)而改變無人機(jī)的氣動(dòng)特性[5]。由于飛翼布局無人機(jī)縱向穩(wěn)定性較弱,航向處于中立穩(wěn)定[6],精細(xì)研究發(fā)動(dòng)機(jī)噴流對(duì)無人機(jī)操穩(wěn)特性的影響規(guī)律具有較大的意義?，F(xiàn)階段獲取噴流影響量的手段有風(fēng)洞試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算。對(duì)于典型戰(zhàn)機(jī),由于其展弦比較小,考慮國(guó)內(nèi)主要風(fēng)洞的尺寸和試驗(yàn)?zāi)Ｐ偷亩氯?可以進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)[7-8]；但對(duì)于飛翼布局無人機(jī),由于其大展弦比的外形特點(diǎn),考慮模型堵塞度縮比后,模型內(nèi)部空間不足,測(cè)量部件安裝空間不夠,導(dǎo)致
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2019年4期2019-08-29
- 固體藥燃?xì)饽嫦?span id="j5i0abt0b" class="hl">噴流熱防護(hù)有效性分析*
熱罩[1]、逆向噴流[2]、疏導(dǎo)式防熱[3]、磁控?zé)岱雷o(hù)[4]等。其中，逆向噴流技術(shù)由于其優(yōu)異的主動(dòng)熱防護(hù)性能得到了大量關(guān)注，其原理是通過逆向噴出低溫流體，將球頭的弓形激波推離壁面，低溫流體在噴流兩側(cè)形成回流區(qū)，因此氣動(dòng)加熱明顯的區(qū)域被噴流冷卻劑覆蓋，利用噴流的隔熱和吸熱作用，實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器的熱防護(hù)[5]。逆向噴流在高超聲速飛行器頭部?jī)?yōu)良的防熱性能已經(jīng)得到了研究者的認(rèn)可[6]，逆向噴流的噴流性質(zhì)、幾何結(jié)構(gòu)等也得到了研究者的關(guān)注。研究者通過實(shí)驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算的方式
國(guó)防科技大學(xué)學(xué)報(bào) 2019年2期2019-04-26
- 噴流噪聲研究進(jìn)展與展望
91)0 引 言噴流噪聲是氣動(dòng)聲學(xué)的經(jīng)典難題，在氣動(dòng)聲學(xué)發(fā)展歷程中占據(jù)核心地位。20世紀(jì)50年代初，Lighthill[1-2]創(chuàng)立了聲類比理論，他基于理論分析發(fā)現(xiàn)了噴流噪聲聲功率與噴流速度八次方成正比這一重要規(guī)律，在航空發(fā)動(dòng)機(jī)聲學(xué)設(shè)計(jì)中發(fā)揮了巨大作用，因而Lighthill被公認(rèn)為氣動(dòng)聲學(xué)這門學(xué)科的創(chuàng)立者。而且聲類比理論也成為近70年來氣動(dòng)聲學(xué)的主導(dǎo)理論框架。1969年Ffowcs Williams 和Hawkings建立的描述任意運(yùn)動(dòng)固體邊界發(fā)聲問題的
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2018年3期2018-06-29
- 脈沖星的形成與演化及黑洞的吸積與噴流
廣到黑洞的吸積與噴流?！娟P(guān)鍵詞】脈沖星；中子星；電磁脈沖信號(hào)發(fā)射機(jī)制；黑洞；吸積；噴流中圖分類號(hào)： P145.6 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A 文章編號(hào)： 2095-2457（2018）35-0101-005DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2018.35.0430 引言脈沖星是宇宙中最為神秘的天體之一，其密度之大、溫度之高、壓力之大、磁場(chǎng)之強(qiáng)超乎人們的想象，因而引起了人們的極大興趣和好奇。1967年11月28日，劍橋大學(xué)卡文迪什實(shí)驗(yàn)
科技視界 2018年35期2018-03-15
- 民用飛機(jī)APU排氣尾跡影響分析
PU；排氣尾跡；噴流；CFD中圖分類號(hào)： V223.9 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A 文章編號(hào)： 2095-2457（2018）24-0040-002DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2018.24.020【Abstract】In order to study civil airplane Auxiliary Power Unit （APU） Exhaust Plume influence area， three dimension
科技視界 2018年24期2018-01-03
- 導(dǎo)彈側(cè)向噴流干擾及多噴口耦合效應(yīng)數(shù)值模擬
000)導(dǎo)彈側(cè)向噴流干擾及多噴口耦合效應(yīng)數(shù)值模擬賈洪印,吳曉軍,周乃春*,趙 輝(中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 計(jì)算空氣動(dòng)力研究所,四川 綿陽 621000)側(cè)向噴流與外部來流的干擾流場(chǎng)相當(dāng)復(fù)雜，流場(chǎng)內(nèi)會(huì)出現(xiàn)弓形激波、再附激波和分離旋渦等復(fù)雜的物理現(xiàn)象。通過數(shù)值求解NS方程，對(duì)導(dǎo)彈的側(cè)向噴流干擾流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬研究，重點(diǎn)討論了采用空氣冷噴流進(jìn)行噴流干擾模擬的相似模擬準(zhǔn)則，通過與燃?xì)?span id="j5i0abt0b" class="hl">噴流的對(duì)比，驗(yàn)證了噴流干擾模擬準(zhǔn)則在導(dǎo)彈側(cè)向噴流干擾數(shù)值模擬中的可靠性。利用
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2017年6期2017-12-25
- 逆向噴流技術(shù)在高超聲速飛行器上的應(yīng)用
70072)逆向噴流技術(shù)在高超聲速飛行器上的應(yīng)用鄧 帆1,2,*, 謝 峰2,3, 黃 偉4, 張 棟5, 焦子涵1, 塵 軍1, 柳 森3 (1.中國(guó)運(yùn)載火箭技術(shù)研究院 空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100076; 2. 謝菲爾德大學(xué) 機(jī)械工程學(xué)院,英國(guó) 謝菲爾德 S1 3JD; 3.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 超高速空氣動(dòng)力研究所,四川 綿陽 621000; 4.國(guó)防科技大學(xué) 高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,湖南 長(zhǎng)沙 410073; 5.西北工業(yè)大學(xué)
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2017年4期2017-09-04
- 黑洞吸積盤系統(tǒng)的噴流加速機(jī)制研究?
黑洞吸積盤系統(tǒng)的噴流加速機(jī)制研究?徐佳迪1)姜志雄1)龔小龍1)2)?1)(長(zhǎng)江大學(xué)物理與光電工程學(xué)院,荊州 434023)2)(北京師范大學(xué)天文系,北京 100875)(2016年8月22日收到;2016年9月25日收到修改稿)提出了一種從旋轉(zhuǎn)黑洞吸積盤熱冕系統(tǒng)中提取能量的噴流加速機(jī)制.在吸積盤熱冕中,通過求解廣義相對(duì)論框架下的盤冕系統(tǒng)的動(dòng)力學(xué)方程,得出了吸積盤熱冕內(nèi)區(qū)的磁場(chǎng)強(qiáng)度;進(jìn)一步根據(jù)黑洞磁層的電路理論推導(dǎo)出噴流功率的解析表達(dá)式.結(jié)果表明:模型中噴
物理學(xué)報(bào) 2017年3期2017-07-31
- 側(cè)向噴流非定常干擾效應(yīng)研究*
00854)側(cè)向噴流非定常干擾效應(yīng)研究*任淑杰，陳剛，劉永利，張慶兵(北京電子工程總體研究所，北京 100854)通過多狀態(tài)對(duì)比分析，給出了適用于此側(cè)向噴流問題的非定常數(shù)值計(jì)算方法，并進(jìn)行了側(cè)向噴流開啟和關(guān)閉后非定常流場(chǎng)建立和消退過程的研究。結(jié)果表明：噴流啟動(dòng)后，在1.5 ms時(shí)，噴流強(qiáng)度和高度達(dá)到最大，但此時(shí)激波不穩(wěn)定，進(jìn)行不穩(wěn)定擺動(dòng)，至5 ms時(shí)，噴流干擾流場(chǎng)完全建立并達(dá)到穩(wěn)定狀態(tài)。噴流關(guān)閉后，噴流前方弓形激波的強(qiáng)度和高度迅速減小，噴流影響區(qū)也迅速減小
現(xiàn)代防御技術(shù) 2017年3期2017-06-27
- 比熱比和壓比對(duì)高超飛行器尾噴流影響的實(shí)驗(yàn)研究
比對(duì)高超飛行器尾噴流影響的實(shí)驗(yàn)研究賀旭照＊，秦 思，周 凱，樂嘉陵（中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心超高速空氣動(dòng)力學(xué)研究所高超聲速?zèng)_壓發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川 綿陽 621000）采用比熱比為1.25的四氟化碳和空氣的混合氣體，模擬了超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)出口高溫燃?xì)獾谋葻岜取２捎媚Ｐ蛢?nèi)噴管模擬發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)噴流，風(fēng)洞流場(chǎng)模擬飛行器外流。在0.5m常規(guī)高超聲速風(fēng)洞中，建立了模擬吸氣式高超飛行器熱態(tài)尾噴流干擾研究的實(shí)驗(yàn)手段，開展了噴流比熱比對(duì)吸氣式高超聲速飛行器后體區(qū)域氣動(dòng)性
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2017年1期2017-03-25
- SOHO/SUMER Observations of Transition Region Explosive Events in Prominence
陽爆發(fā)日珥內(nèi)雙向噴流事件的紫外光譜研究章 敏1,2， 王 東1,2， 鄧 燕11. 安徽建筑大學(xué)數(shù)理學(xué)院， 安徽 合肥 2306012. 中國(guó)科學(xué)技術(shù)大學(xué)地球與空間科學(xué)學(xué)院， 安徽 合肥 230026太陽雙向噴流事件是過渡區(qū)重要的小尺度現(xiàn)象之一。 雙向噴流事件的光譜特征是強(qiáng)的展寬和非高斯形狀。 當(dāng)雙向噴流事件發(fā)生時(shí)， 光譜像的紅、 藍(lán)兩翼分別或者同時(shí)明顯增強(qiáng)， 其相應(yīng)的多普勒速度可達(dá)100 km·s-1以上。 雙向噴流事件的平均尺度約1 800 km, 壽
光譜學(xué)與光譜分析 2016年8期2016-06-15
- 微型脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)噴流數(shù)值仿真*
固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)噴流數(shù)值仿真*張 涵,吳 達(dá),王旭東,汪汝根(空軍工程大學(xué)防空反導(dǎo)學(xué)院,西安 710051)針對(duì)不同工況條件下的微型脈沖固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)側(cè)噴流外流場(chǎng)進(jìn)行兩相流條件仿真研究,除了對(duì)不同導(dǎo)彈攻角條件下的兩相流進(jìn)行分析,還探究了彈體表面參數(shù)受顆粒的影響情況。研究結(jié)果表明:在同一顆粒質(zhì)量分?jǐn)?shù)條件下,顆粒直徑越小,對(duì)噴流的控制效果產(chǎn)生消極影響越大;在兩相流情況下,顆粒相對(duì)干擾流場(chǎng)的結(jié)構(gòu)產(chǎn)生了較大影響,顆粒相對(duì)噴流的控制效果起消極作用;導(dǎo)彈處于正攻角時(shí),
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2016年6期2016-04-17
- 青海省門源縣紅溝銅礦礦體特征及成礦控礦因素探討
紅溝銅礦是火山—噴流成因類的銅礦床。區(qū)域上受達(dá)坂山南緣斷裂帶的影響，由次生的近北西西向和北東向分布的張裂隙控制。礦體主要賦存于奧陶統(tǒng)的火山沉積巖系中，主要含礦巖性為細(xì)碧巖。礦體成似層狀，透鏡狀，主要礦物有黃銅礦、黃鐵礦、磁鐵礦、赤鐵礦?！娟P(guān)鍵詞】紅溝銅礦；斷裂；火山-噴流；門源1 區(qū)域構(gòu)造背景與礦區(qū)地質(zhì)1.1 區(qū)域構(gòu)造背景本區(qū)大地構(gòu)造位置處于北祁連板塊內(nèi)的北祁連洋殼帶與中祁連島弧隆起帶接壤的達(dá)坂山南緣斷裂帶北側(cè)。以達(dá)坂山南緣斷裂帶為界，其北為北祁連洋殼帶，
科技視界 2016年7期2016-04-01
- 多段翼混合邊界層改變對(duì)流場(chǎng)的影響研究
加一定動(dòng)量系數(shù)的噴流，改變前緣縫翼尾緣的尾流，進(jìn)而改變尾流與主翼邊界層的混合狀況。求解二維多段翼模型30P30N在各個(gè)不同噴流條件下的二維非定常流場(chǎng)，結(jié)果表明：提高前緣縫翼尾緣噴流的動(dòng)量系數(shù)，將使前緣縫翼尾流和主翼邊界層混合開始點(diǎn)后移，提高主翼上表面負(fù)壓峰值和主翼升力；混合開始點(diǎn)對(duì)主翼的負(fù)壓峰值及升力均有一定的影響；增大來流攻角會(huì)抑制前緣縫翼尾流和主翼邊界層的混合。關(guān)鍵詞：多段翼；前緣縫翼尾流；邊界層；動(dòng)量系數(shù)；噴流；混合開始點(diǎn)0引言在現(xiàn)今的流體力學(xué)研究中
航空工程進(jìn)展 2016年1期2016-03-24
- 彈體側(cè)向噴流流動(dòng)干擾數(shù)值模擬與分析
制系統(tǒng)原理的側(cè)向噴流控制技術(shù)，是一種提高導(dǎo)彈機(jī)動(dòng)性和快速反應(yīng)能力的控制方法.高壓的噴流噴入彈體外流場(chǎng)時(shí)，兩種流動(dòng)會(huì)產(chǎn)生相互作用，從而在噴口附近的上下游區(qū)域形成復(fù)雜的干擾流場(chǎng)，從而引起彈體氣動(dòng)性能的變化[1].從20世紀(jì)60年代開始，歐美發(fā)達(dá)國(guó)家對(duì)側(cè)向噴流控制技術(shù)進(jìn)行了大量基礎(chǔ)性的實(shí)驗(yàn)研究和理論分析，并在數(shù)值研究方面已經(jīng)覆蓋到從歐拉方程的計(jì)算到N－S方程的計(jì)算[2].目前，國(guó)內(nèi)對(duì)噴流干擾流場(chǎng)的研究尚處于起步階段.張涵信等人對(duì)二維干擾流場(chǎng)進(jìn)行了數(shù)值模擬，得到了
- 昆明市東川區(qū)店房銅礦地質(zhì)特征及成礦規(guī)律
[關(guān)鍵詞]銅礦 噴流-熱鹵水沉積型銅礦床[中圖分類號(hào)] F416.1 [文獻(xiàn)碼] B [文章編號(hào)] 1000-405X（2015）-9-83-1東川區(qū)店房銅礦位于東川區(qū)北部，轎子雪山東面的小江西岸山坡地帶，屬滇東北中深切割的斜坡地帶，“V”字型地貌發(fā)育，總體地勢(shì)為西高東低，本區(qū)屬揚(yáng)子—華夏陸塊區(qū)—上揚(yáng)子古陸塊—康滇基底斷隆帶—落雪褶皺基底隆起。在進(jìn)一步尋找“拖布卡式”的金礦勘查中，在茨坪子-老村發(fā)現(xiàn)了Au、Cu等多元素組合異常，具一定的濃度分帶和濃集中心，
地球 2015年9期2015-07-16
- 發(fā)生在活動(dòng)區(qū)11931附近的重復(fù)噴流?
931附近的重復(fù)噴流?胡玉坤1,2?徐 稚1薛志科1閆曉理1申遠(yuǎn)燈1吳 寧3林 雋1?(1中國(guó)科學(xué)院云南天文臺(tái)昆明650011)(2中國(guó)科學(xué)院大學(xué)北京100049)(3云南師范大學(xué)旅游與地理科學(xué)學(xué)院昆明650031)根據(jù)SDO/AIA(Solar Dynamics Observatory/Atmospheric Imaging Assembly) 2013年12月25日到26日的171?A觀測(cè),發(fā)現(xiàn)在活動(dòng)區(qū)NOAA 11931西南同一區(qū)域連續(xù)發(fā)生了一系列同
天文學(xué)報(bào) 2015年6期2015-06-27
- 射電噪類星體黑洞的質(zhì)量和自旋與噴流能量的相關(guān)性?
洞的質(zhì)量和自旋與噴流能量的相關(guān)性?張 旭?張皓晶?張 雄(云南師范大學(xué)物理與電子信息學(xué)院昆明650011)噴流的形成與黑洞質(zhì)量及黑洞自旋之間存在著很大關(guān)系.討論黑洞質(zhì)量及黑洞自旋與噴流能量的關(guān)系對(duì)噴流形成及結(jié)構(gòu)的研究有著重要的意義.從文獻(xiàn)資料中收集了65個(gè)射電類星體源.這些源包含了35個(gè)陡譜射電類星體(SSRQs),30個(gè)平譜射電類星體(FSRQs).通過樣本數(shù)據(jù)研究黑洞質(zhì)量及黑洞自旋與噴流能量的相關(guān)性.研究結(jié)果表明:(1)65個(gè)射電類星體的黑洞質(zhì)量與噴流
天文學(xué)報(bào) 2015年5期2015-06-27
- 單噴管液體火箭發(fā)射噴流噪聲模擬試驗(yàn)研究
噴管液體火箭發(fā)射噴流噪聲模擬試驗(yàn)研究陳勁松＊，曾玲芳，胡小偉，范 虹（北京航天發(fā)射技術(shù)研究所，北京 100076）針對(duì)捆綁式運(yùn)載火箭發(fā)射噪聲問題，研制了一種相對(duì)簡(jiǎn)化的單噴管液體火箭發(fā)射噴流噪聲模擬試驗(yàn)系統(tǒng)，開展了發(fā)射噴流噪聲模擬試驗(yàn)研究。研究表明：受發(fā)射平臺(tái)結(jié)構(gòu)擾動(dòng)效應(yīng)影響，空間高度方向發(fā)射噴流噪聲變化規(guī)律不同于自由噴流噪聲變化規(guī)律，但不同測(cè)點(diǎn)之間噪聲聲壓級(jí)隨時(shí)間變化規(guī)律存在相似性；發(fā)射噴流噪聲頻譜存在寬頻特性，同時(shí)還存在突出倍諧頻嘯叫特征或突出單基頻嘯叫
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2015年6期2015-04-11
- 平板上鈍舵與單噴流的超聲速流耦合干擾研究
?平板上鈍舵與單噴流的超聲速流耦合干擾研究劉 哲,王軍旗,劉耀峰,倪招勇(中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院,北京 100074)通過數(shù)值方法研究了平板上由鈍舵與單股噴流引起的超聲速流耦合干擾的流場(chǎng)特性。以噴口距鈍舵?zhèn)缺砻娴木嚯x為變化參數(shù),根據(jù)流場(chǎng)特點(diǎn),分為強(qiáng)耦合干擾和弱耦合干擾兩種情況進(jìn)行了研究。強(qiáng)耦合干擾時(shí),噴流的弓形激波和分離激波直接撞擊到鈍舵?zhèn)缺砻?激波系的強(qiáng)逆壓梯度又引起了鈍舵?zhèn)缺砻孢吔鐚拥拇蠓秶蛛x,在鈍舵?zhèn)缺砻嫘纬蓛蓚€(gè)高壓區(qū)。弱耦合干擾時(shí),噴流引起的
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2015年6期2015-03-04
- 發(fā)動(dòng)機(jī)引流推力矢量方案的內(nèi)流場(chǎng)分析
積的百分比是影響噴流效果的主要參數(shù)；引流流量占總流量的比例略小于引流通道喉部面積所占比例；引流形成的側(cè)向推力所占比例與引流流量所占比例相當(dāng)，均略小于引流通道喉部面積所占比例；引流造成主動(dòng)量推力下降幅度明顯。關(guān)鍵詞：固體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)；噴流；推力矢量；數(shù)值模擬中圖分類號(hào)：V430 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：1673-5048（2014）05-0028-040 引言空空導(dǎo)彈在大機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，空氣動(dòng)力舵面的控制效率小，無法滿足控制要求，就需要采用推力矢量或者彈體側(cè)向噴
航空兵器 2014年5期2015-02-10
- 黑洞自旋與噴流能量間相關(guān)性研究
認(rèn)為會(huì)產(chǎn)生較強(qiáng)的噴流[1-2]，雖然有著大量的數(shù)據(jù)及很多具體的模型，但產(chǎn)生噴流的具體結(jié)構(gòu)仍然不清楚.黑洞的自旋能量與噴流的相關(guān)性在理論上是非常明顯的[3]，但并沒有直接的證據(jù)支持這種關(guān)聯(lián),這是因?yàn)橐郧皼]有一種可靠的測(cè)量黑洞自旋特a*=cJ/GM2的方法[4](M、J分別為黑洞的質(zhì)量和角動(dòng)量)，而現(xiàn)在有了很多可以準(zhǔn)確測(cè)量黑洞自旋的方法；例如：運(yùn)用“BZ”模型[5]，在黑洞質(zhì)量、磁場(chǎng)強(qiáng)度、電子束功率已知的情況下對(duì)黑洞自旋j的大小進(jìn)行估算，運(yùn)用此方法可對(duì)黑洞自旋
- 推力轉(zhuǎn)向噴流與高速主流干擾參數(shù)影響規(guī)律的數(shù)值模擬研究
轉(zhuǎn)向噴管后，矢量噴流的引射作用，使前緣渦的位置向內(nèi)和向下移動(dòng)，即向機(jī)身方向移動(dòng)；再加上渦對(duì)的誘導(dǎo)作用，會(huì)減少機(jī)翼后緣的逆壓梯度，使前緣渦渦核軸向速度增加，前緣渦旋緊，渦強(qiáng)增強(qiáng)，對(duì)翼面流動(dòng)的誘導(dǎo)能力增強(qiáng)；在破裂渦流動(dòng)狀態(tài)，矢量噴流對(duì)主流影響最大，可能使前緣破裂渦恢復(fù)，從而引起超環(huán)量效應(yīng)。在實(shí)際飛行中，推力轉(zhuǎn)向尾噴流和主流之間，特別是在飛行攻角較大或來流馬赫數(shù)較高時(shí)，噴流和外流之間產(chǎn)生強(qiáng)干擾，從而形成復(fù)雜的渦系，波系和分離流，同時(shí)改變了噴管內(nèi)流狀態(tài)，使激波、分
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2012年5期2012-11-08
- 多噴口噴流對(duì)側(cè)向噴流流場(chǎng)影響的風(fēng)洞試驗(yàn)研究
0854）多噴口噴流對(duì)側(cè)向噴流流場(chǎng)影響的風(fēng)洞試驗(yàn)研究徐 筠1，徐 翔1，王志堅(jiān)1，姚來輝2（1.中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心，四川 綿陽 621000；2.北京電子工程總體研究所，北京 100854）側(cè)向噴流控制研究一個(gè)很重要的目的在于了解、掌握噴流與來流的干擾，尋找提高噴流控制效率的方法，不同截面多噴流同時(shí)工作便是其中一種。多噴流同時(shí)作用時(shí)，下游噴流會(huì)受到上游噴流的影響，與直接來流干擾現(xiàn)象不同，控制效率不同。針對(duì)這種情況，φ1m高超聲速風(fēng)洞從測(cè)壓和測(cè)力兩方
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2012年5期2012-06-15
- 噴流控制飛行器氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)方法研究
要的意義［1］。噴流控制姿態(tài)是一種十分敏捷和有效的方法，為越來越多的高速飛行器所采用。特別是在高空，由于大氣密度的降低，普通升力面則顯得力不從心，噴流控制更具有其獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)。在很高的高空，噴流推力基本上是燃料燃燒產(chǎn)生的高速氣體所帶來的牛頓力學(xué)意義上的反作用力。在較低的高度，噴流與外流場(chǎng)之間會(huì)產(chǎn)生相互干擾，這種干擾可以產(chǎn)生作用在返回艙上的另一種力，即干擾氣動(dòng)力。如果能更精確地知道噴流干擾氣動(dòng)力以及與噴流環(huán)境因子之間的關(guān)系，那么用噴流對(duì)飛行器進(jìn)行控制會(huì)更有效。
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2011年4期2011-11-08
- 微射流強(qiáng)化混合對(duì)噴流紅外輻射特性的影響
微射流強(qiáng)化混合對(duì)噴流紅外輻射特性的影響朱希娟 額日其太 李家軍 王 強(qiáng)(北京航空航天大學(xué) 能源與動(dòng)力工程學(xué)院,北京 100191)計(jì)算了微射流強(qiáng)化混合噴流在 3～5μm波段的紅外輻射特性,并與無微射流強(qiáng)化混合的噴流紅外輻射特性進(jìn)行了比較,分析了微射流強(qiáng)化混合對(duì)噴流紅外輻射特性的影響.噴流的流場(chǎng)及溫度場(chǎng)結(jié)果采用有限體積法求解 N-S方程得到,采用 Tam-Thies湍流模型模擬噴流.紅外輻射特性的計(jì)算采用有限體積法求解吸收-發(fā)射性介質(zhì)條件下的三維輻射傳輸方程
北京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2011年4期2011-03-15
- 高速噴流干擾及控制技術(shù)研究
改變,另一方面,噴流方向的變換,也使繞飛機(jī)氣流的流動(dòng)發(fā)生了變化,因此也對(duì)飛機(jī)的氣動(dòng)力產(chǎn)生重要影響。該試驗(yàn)研究采用激波誘導(dǎo)法,即通過引入二次射流產(chǎn)生激波,由于激波誘導(dǎo)作用使噴流偏轉(zhuǎn),研究噴流轉(zhuǎn)向?qū)鈩?dòng)特性的影響。通過控制噴流落壓比,研究推力轉(zhuǎn)向噴流對(duì)全機(jī)氣動(dòng)特性的影響,即在滿足尾噴管噴口處噴流落壓比的條件下,研究矢量噴流和飛機(jī)外部繞流之間的干擾對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響以及二次引射氣流對(duì)噴流偏轉(zhuǎn)的影響。1 試驗(yàn)設(shè)備和模型1.1 試驗(yàn)設(shè)備1.1.1 風(fēng) 洞FL-2風(fēng)
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2010年6期2010-04-15