馬赫數(shù)
- 基于可變馬赫數(shù)錐形流場(chǎng)的定平面形狀乘波體設(shè)計(jì)方法研究1)
切面內(nèi)錐形流的馬赫數(shù)相同,但通過(guò)改變半錐角使激波角符合一定的變化規(guī)律,比如按拋物線(xiàn)型分布.在激波角從對(duì)稱(chēng)面處沿展向向外側(cè)增大的流場(chǎng)中,生成的乘波體具有更大的容積,但升阻比較低;與之相反,當(dāng)激波角從對(duì)稱(chēng)面處向外側(cè)減小時(shí),具有更小的容積和更高的升阻比.2018 年,Zhao 等[15]提出在不同密切面內(nèi)布置馬赫數(shù)不同、半錐角相同的錐形流,但激波角不同,他們發(fā)現(xiàn)生成的外形可以提高升阻比,同時(shí)認(rèn)為寬速域表現(xiàn)提高.2019 年,在Liu 等[16]發(fā)表的論文中,不同
力學(xué)學(xué)報(bào) 2023年9期2023-10-29
- 非均勻來(lái)流的馬赫數(shù)可控內(nèi)收縮進(jìn)氣道設(shè)計(jì)
14］、壓力和馬赫數(shù)可控基準(zhǔn)流場(chǎng)［15-16］等。隨著高超聲速飛行器技術(shù)的不斷發(fā)展，推進(jìn)系統(tǒng)與飛行器機(jī)體的一體化設(shè)計(jì)愈發(fā)重要。為了突破升阻比屏障，高升阻比的乘波體再度成為研究熱點(diǎn)［17］，因此乘波體和內(nèi)收縮進(jìn)氣道以各自的優(yōu)勢(shì)有機(jī)組合成為前體與進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)的重要發(fā)展方向，國(guó)內(nèi)外進(jìn)行了大量研究［18-20］。對(duì)美國(guó)SR-72 這類(lèi)腹部進(jìn)氣布局的高超聲速飛行器而言，乘波前體能夠較好地適應(yīng)進(jìn)氣道進(jìn)口形狀，在提供預(yù)壓縮的同時(shí)會(huì)帶來(lái)包含附面層的進(jìn)口來(lái)流。NASA
航空學(xué)報(bào) 2023年12期2023-07-28
- 射流預(yù)冷渦輪風(fēng)扇發(fā)動(dòng)機(jī)熱力性能研究
裝置,最有效的馬赫數(shù)工作范圍是0～3馬赫,超過(guò)該范圍后,受發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速、強(qiáng)度限制,進(jìn)口高滯止溫度會(huì)導(dǎo)致發(fā)動(dòng)機(jī)壓縮流量、壓比等參數(shù)急劇下降,性能惡化。為提高發(fā)動(dòng)機(jī)性能,擴(kuò)展高馬赫數(shù)飛行范圍,各航空強(qiáng)國(guó)相繼開(kāi)展了對(duì)進(jìn)入發(fā)動(dòng)機(jī)的氣流降溫的預(yù)冷技術(shù)研究,目前實(shí)現(xiàn)預(yù)冷的途徑主要有兩種。一是在壓氣機(jī)進(jìn)口噴入液體冷卻介質(zhì),如美國(guó)MSE技術(shù)應(yīng)用公司提出的射流預(yù)冷發(fā)動(dòng)機(jī)方案。二是利用預(yù)冷器對(duì)來(lái)流空氣換熱冷卻,如英國(guó)REL公司提出的“彎刀”發(fā)動(dòng)機(jī)方案。目前,國(guó)內(nèi)針對(duì)預(yù)冷渦輪風(fēng)扇
機(jī)械制造 2022年11期2022-12-31
- 基于三維彎曲激波的寬域變馬赫數(shù)乘波體設(shè)計(jì)分析
集中在特定來(lái)流馬赫數(shù)條件下進(jìn)行設(shè)計(jì)，無(wú)法兼顧寬速域、泛空域條件下的氣動(dòng)特性。為改善乘波體在亞聲速時(shí)的氣動(dòng)性能，Rodi 在吻切理論基礎(chǔ)上推導(dǎo)了激波與乘波體特征曲線(xiàn)之間的幾何關(guān)系，首次提出了渦升力乘波體的概念［25-26］。核心是利用特定后掠角度的前緣型線(xiàn)在大迎角下產(chǎn)生上表面分離渦，進(jìn)而提升乘波體在低速時(shí)的升阻特性。國(guó)內(nèi)學(xué)者段焰輝等［27］、Liu等［16，28］、Zhao 等［29］對(duì)渦升力乘波體的優(yōu)化設(shè)計(jì)及其在高/低速時(shí)的氣動(dòng)特性開(kāi)展了大量研究，加深了對(duì)
南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2022年5期2022-11-02
- 3孔探針的校準(zhǔn)及在平面葉柵試驗(yàn)狀態(tài)控制中的應(yīng)用
場(chǎng)總壓、靜壓、馬赫數(shù)及氣流方向，逐漸成為平面葉柵試驗(yàn)中的主要測(cè)量工具。在工程應(yīng)用中，3孔探針多采用L型設(shè)計(jì)，其使用方法包括自動(dòng)對(duì)向測(cè)量和非自動(dòng)對(duì)向測(cè)量2種。前者測(cè)量范圍廣，結(jié)果顯示直觀，但其角度控制機(jī)構(gòu)較為復(fù)雜，試驗(yàn)成本高；工程中較多采用非自動(dòng)對(duì)向測(cè)量，在標(biāo)準(zhǔn)風(fēng)洞中對(duì)探針進(jìn)行校準(zhǔn)標(biāo)定，當(dāng)正式試驗(yàn)時(shí)，利用校準(zhǔn)數(shù)據(jù)反推出探針?biāo)幵囼?yàn)狀態(tài)。在進(jìn)行平面葉柵試驗(yàn)過(guò)程中，準(zhǔn)確把控試驗(yàn)件進(jìn)氣狀態(tài)是獲取有效數(shù)據(jù)并評(píng)估試驗(yàn)件性能的先決條件。目前3孔探針多用于對(duì)柵后沿額向1個(gè)
航空發(fā)動(dòng)機(jī) 2022年4期2022-10-13
- 一種采用雙彎管儲(chǔ)氣段布局的高超聲速Ludwieg管設(shè)計(jì)
倫瑞克工業(yè)大學(xué)馬赫數(shù)3和馬赫數(shù)6 Ludwieg管 風(fēng) 洞[9-10]、美國(guó)普渡大學(xué)馬赫數(shù)6 Ludwieg管靜音風(fēng)洞[11]、美國(guó)空軍實(shí)驗(yàn)室馬赫數(shù)6 Ludwieg管風(fēng)洞[12]、圣母大學(xué)馬赫數(shù)6 Ludwieg管靜音風(fēng)洞[13]、我國(guó)中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心的馬赫數(shù)6 Ludwieg管靜音風(fēng)洞等。根據(jù)德國(guó)不倫瑞克工業(yè)大學(xué)Radespiel等[9]的估算，一座口徑為Φ0.5 m的馬赫數(shù)6 Ludwieg管風(fēng)洞整體建造費(fèi)用約為100萬(wàn)歐元，對(duì)應(yīng)的每車(chē)次運(yùn)
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2022年4期2022-08-23
- 跨聲速風(fēng)洞中使用短軸探管測(cè)量試驗(yàn)段核心流馬赫數(shù)影響研究
跨聲速風(fēng)洞試驗(yàn)馬赫數(shù)范圍通常為0.4～1.4，是現(xiàn)代戰(zhàn)機(jī)進(jìn)行空戰(zhàn)的主要速度范圍，其他如火箭、導(dǎo)彈等雖然速度遠(yuǎn)大于聲速，但在其加速過(guò)程中仍然必須經(jīng)過(guò)跨聲速范圍［1］。所有這些飛行器必須要在跨聲速風(fēng)洞中開(kāi)展大量的試驗(yàn)研究，從而獲取準(zhǔn)確的氣動(dòng)特性數(shù)據(jù)，為研發(fā)設(shè)計(jì)提供數(shù)據(jù)支持。風(fēng)洞優(yōu)良的流場(chǎng)品質(zhì)是飛行器獲得高質(zhì)量試驗(yàn)數(shù)據(jù)的前提，更是評(píng)判其性能的重要指標(biāo)。新建跨聲速風(fēng)洞在投入試驗(yàn)運(yùn)行前應(yīng)按要求完成速度場(chǎng)、方向場(chǎng)、跨聲速通氣壁消波特性、洞壁邊界層、氣流噪聲、湍流度等項(xiàng)
南京航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2022年2期2022-04-27
- 國(guó)外典型高速/高超聲速飛行器及其動(dòng)力系統(tǒng)技術(shù)特點(diǎn)淺析
J58為代表的馬赫數(shù)3.0+高速渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)以及革新渦輪加速器(RTA)計(jì)劃等研究[5]。2.1.1 SR-71 飛機(jī)SR-71 飛機(jī)是美國(guó)上世紀(jì)70 年代研發(fā)并服役的馬赫數(shù)3.0+高空高速戰(zhàn)略偵察機(jī)，其動(dòng)力J58 發(fā)動(dòng)機(jī)為帶加力的單軸渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)，最大飛行馬赫數(shù)可達(dá)3.2，飛行包線(xiàn)如圖1 所示。圖中，H為飛行高度，Ma為飛行馬赫數(shù)。SR-71 加速時(shí)的飛行剖面為：以馬赫數(shù)0.3 起飛，加速爬升到高度7.6 km后，等高加速到馬赫數(shù)0.9，再以馬赫數(shù)0.9 爬
燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究 2022年4期2022-02-15
- 高超聲速風(fēng)洞馬赫數(shù)4.5噴管研制與應(yīng)用
以攔截等優(yōu)勢(shì)。馬赫數(shù)4.5是高超聲速飛行器、戰(zhàn)略戰(zhàn)術(shù)導(dǎo)彈等飛行器在上升段和再入段的關(guān)鍵馬赫數(shù),也是亞燃沖壓向超燃沖壓過(guò)渡馬赫數(shù),馬赫數(shù)4.5的試驗(yàn)數(shù)據(jù)對(duì)飛行器研制至關(guān)重要。目前國(guó)內(nèi)工業(yè)性質(zhì)的0.5 m量級(jí)高超聲速風(fēng)洞均無(wú)馬赫數(shù)4.5的風(fēng)洞試驗(yàn)?zāi)芰?。在高超聲速風(fēng)洞研制馬赫數(shù)4.5噴管,可以填補(bǔ)國(guó)內(nèi)空白,具有重要意義。通過(guò)馬赫數(shù)4.5噴管的氣動(dòng)設(shè)計(jì)、計(jì)算驗(yàn)證、結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、加工、流場(chǎng)校測(cè)、標(biāo)模試驗(yàn),驗(yàn)證了研制的馬赫數(shù)4.5噴管流場(chǎng)滿(mǎn)足試驗(yàn)要求,可以為飛行器研制提供
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2021年5期2021-11-13
- 跨聲速風(fēng)洞試驗(yàn)段馬赫數(shù)靜壓探針移測(cè)方法初探
(核心流)上的馬赫數(shù)，最終獲得核心流馬赫數(shù)軸向分布特性和風(fēng)洞試驗(yàn)馬赫數(shù)與駐室馬赫數(shù)的修正關(guān)系。參與風(fēng)洞試驗(yàn)的長(zhǎng)軸向探測(cè)管尾部固定在中部支架上，管體位于試驗(yàn)段中心線(xiàn)上,由于頭部需穿過(guò)試驗(yàn)段和噴管段一直延伸到收縮段，為了減小自重引起的撓度問(wèn)題造成長(zhǎng)軸向探測(cè)管偏離風(fēng)洞軸線(xiàn)以及為保證試驗(yàn)的安全，通常需要對(duì)其進(jìn)行多處張線(xiàn)固定[6-9]。國(guó)內(nèi)外風(fēng)洞如NF-6風(fēng)洞、FL-26風(fēng)洞[10-13]、艾姆斯研究中心的統(tǒng)一規(guī)劃風(fēng)洞(UPWT)以及蘭利中心的 NTF風(fēng)洞[14-1
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2021年4期2021-09-07
- 高馬赫數(shù)渦輪基推進(jìn)系統(tǒng)的發(fā)展及挑戰(zhàn)
0 km、飛行馬赫數(shù)遠(yuǎn)大于4的飛行。鑒于航程遠(yuǎn)、速度高和可重復(fù)使用等突出特點(diǎn)，臨近空間高超聲速飛機(jī)必將是未來(lái)航空和航天領(lǐng)域的戰(zhàn)略制高點(diǎn)，也是各航空強(qiáng)國(guó)的必爭(zhēng)之地[1-2]。高馬赫數(shù)飛機(jī)的動(dòng)力系統(tǒng)形式較多，包括但不限于渦輪沖壓組合動(dòng)力（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）、火箭助推渦輪沖壓組合動(dòng)力和吸氣式渦輪火箭組合動(dòng)力系統(tǒng)等[3-4]。就目前的技術(shù)基礎(chǔ)而言，可能以高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)為基礎(chǔ)的渦輪沖壓組合動(dòng)力系統(tǒng)更為現(xiàn)實(shí)也更具發(fā)
航空發(fā)動(dòng)機(jī) 2021年4期2021-08-27
- 高空射流核心區(qū)控制的數(shù)值分析與試驗(yàn)驗(yàn)證
、壓力、姿態(tài)和馬赫數(shù)等參數(shù)，模擬符合條件的進(jìn)氣道進(jìn)口氣流；環(huán)境壓力則通過(guò)調(diào)節(jié)背壓來(lái)模擬。試驗(yàn)時(shí)試驗(yàn)件必須包絡(luò)在滿(mǎn)足要求的噴管出口核心區(qū)內(nèi)，通過(guò)調(diào)節(jié)自由射流噴管出口氣流與進(jìn)氣道進(jìn)口界面上流場(chǎng)的一致性來(lái)模擬真實(shí)飛行。一方面在給定噴管出口尺寸條件下，得到自由射流噴管出口核心區(qū)大小隨模擬高度、馬赫數(shù)等參數(shù)的變化規(guī)律，為試驗(yàn)提供依據(jù)；另一方面，根據(jù)不同的進(jìn)氣道幾何尺寸和模擬飛行條件，計(jì)算出滿(mǎn)足要求的噴管和試驗(yàn)艙體幾何尺寸，為自由射流試驗(yàn)艙的建設(shè)論證提供依據(jù)。在高空射
燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究 2021年2期2021-08-19
- 亞聲速壓氣機(jī)平面葉柵及其改型的吹風(fēng)試驗(yàn)
速至高亞聲速的馬赫數(shù)范圍，氣流湍流度進(jìn)一步降低。矩形截面的試驗(yàn)段尺寸為100 mm×300 mm，無(wú)葉柵風(fēng)洞下均勻區(qū)范圍超過(guò)80%，均勻區(qū)內(nèi)氣流湍流度為1%。通過(guò)調(diào)節(jié)蝶閥控制試驗(yàn)段內(nèi)的馬赫數(shù)；通過(guò)轉(zhuǎn)動(dòng)可旋轉(zhuǎn)圓盤(pán)調(diào)節(jié)葉柵來(lái)流攻角，調(diào)節(jié)精度達(dá)0.2°。穩(wěn)壓段內(nèi)氣流總壓探針測(cè)得來(lái)流總壓波動(dòng)小于0.3%，滿(mǎn)足來(lái)流穩(wěn)定度的要求。圖1 NPU高亞聲速平面葉柵風(fēng)洞Fig.1 The NPU high subsonic linear cascade wind tunnel
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2021年2期2021-05-18
- 渦軸發(fā)動(dòng)機(jī)渦輪過(guò)渡段環(huán)形葉柵試驗(yàn)驗(yàn)證
，總壓損失隨著馬赫數(shù)的增加而增加，且呈二次曲線(xiàn)關(guān)系。在進(jìn)口迎角為-5°～0°時(shí)，渦輪過(guò)渡段總壓損失最低，在正迎角時(shí)，渦輪過(guò)渡段總壓損失較大，且偏離支板傾斜方向越大，損失越大。試驗(yàn)同時(shí)獲得了設(shè)計(jì)狀態(tài)過(guò)渡段內(nèi)部氣動(dòng)參數(shù)分布，可為該渦輪過(guò)渡段支板葉型的優(yōu)化設(shè)計(jì)提供一定的試驗(yàn)依據(jù)。關(guān)鍵詞：渦輪過(guò)渡段；環(huán)形葉柵；試驗(yàn)；變迎角；馬赫數(shù)中圖分類(lèi)號(hào)：V231.3文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.02.005渦輪過(guò)渡段位于航空
航空科學(xué)技術(shù) 2021年2期2021-04-08
- 載荷分布對(duì)可控?cái)U(kuò)散葉型性能的影響
到的葉型吸力面馬赫數(shù)(Ma)在峰值后平緩擴(kuò)散至尾緣，局部激波消除，轉(zhuǎn)捩位置由初始的40%弦長(zhǎng)位置前移至20%弦長(zhǎng)位置，實(shí)驗(yàn)結(jié)果顯示優(yōu)化葉型設(shè)計(jì)點(diǎn)損失大幅下降且具有更寬廣的低損失攻角范圍。劉波等[18-19]采用反問(wèn)題方法設(shè)計(jì)得到一個(gè)符合可控?cái)U(kuò)散規(guī)律的初始葉型，隨后以葉柵總壓損失系數(shù)為目標(biāo)進(jìn)行設(shè)計(jì)狀態(tài)下的優(yōu)化計(jì)算，并采用正問(wèn)題方法對(duì)非設(shè)計(jì)點(diǎn)進(jìn)行氣動(dòng)驗(yàn)算，通過(guò)人工調(diào)整葉型參數(shù)達(dá)到全局優(yōu)化。對(duì)于高亞音壓氣機(jī)葉柵流動(dòng)，以設(shè)計(jì)點(diǎn)性能為目標(biāo)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)通?？色@得符合可
科學(xué)技術(shù)與工程 2020年30期2020-12-04
- 高超聲速進(jìn)氣道再入流場(chǎng)特性研究
5 km，飛行馬赫數(shù)Ma=5。進(jìn)氣道整體型面設(shè)計(jì)見(jiàn)圖1，其中總收縮比Ctotal=5，內(nèi)收縮比Cin=1.25。圖1 進(jìn)氣道整體型面設(shè)計(jì)圖當(dāng)再入馬赫數(shù)增大時(shí)，進(jìn)口處出現(xiàn)很強(qiáng)的激波系，破壞正常的流場(chǎng)分布，唇口激波和附面層的干擾導(dǎo)致的分離會(huì)造成喉部壅塞，可能導(dǎo)致進(jìn)氣道不起動(dòng)，因此在唇罩附近采用附面層抽吸技術(shù)[15-16]。不同抽吸位置如圖2所示，其中位置a與唇口的軸向距離為17.5 mm，沿軸向繼續(xù)偏移5 mm、10 mm，分別記為位置b、位置c。(a) 位置
燃?xì)廨啓C(jī)技術(shù) 2020年3期2020-10-26
- Aspen Flare-net在異丙苯裝置火炬管網(wǎng)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用
算管網(wǎng)壓力降，馬赫數(shù)及安全閥背壓，滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求，保證系統(tǒng)安全。表明該軟件在火炬管網(wǎng)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用價(jià)值。關(guān)鍵詞：Aspen Flare-net;火炬管網(wǎng);安全閥;背壓;馬赫數(shù)1 概述火炬排放系統(tǒng)是石油化工及煉油裝置必不可少的配套設(shè)施，也是裝置的最后一道安全屏障。通過(guò)該系統(tǒng)可達(dá)到防止生產(chǎn)裝置發(fā)生超壓破壞以及對(duì)安全泄放出來(lái)的物質(zhì)進(jìn)行安全環(huán)保處理的目的。[1]火炬系統(tǒng)的設(shè)計(jì)計(jì)算是石油化工工藝設(shè)計(jì)的重要內(nèi)容，主要包括確定各種工況下的排放負(fù)荷和計(jì)算排放管網(wǎng)壓降。由于火炬
中國(guó)化工貿(mào)易·下旬刊 2020年4期2020-10-14
- 馬赫數(shù)對(duì)壓氣機(jī)失穩(wěn)靜壓升系數(shù)影響的數(shù)值模擬
代表不同的來(lái)流馬赫數(shù)，推測(cè)這種邊界點(diǎn)壓比預(yù)測(cè)偏差是由馬赫數(shù)的變化引起的。關(guān)于馬赫數(shù)對(duì)壓氣機(jī)失穩(wěn)靜壓升能力及失穩(wěn)邊界預(yù)測(cè)的影響鮮見(jiàn)文獻(xiàn)公開(kāi)報(bào)道。為此，本文基于將壓氣機(jī)級(jí)壓升類(lèi)比于二元擴(kuò)壓器擴(kuò)壓的思想，在不同長(zhǎng)寬比（擴(kuò)張長(zhǎng)度/進(jìn)口寬度）和附面層堵塞程度下，開(kāi)展馬赫數(shù)對(duì)壓氣機(jī)失穩(wěn)靜壓升系數(shù)影響的數(shù)值模擬研究。1 數(shù)值模擬模型建立1.1 計(jì)算模型和計(jì)算方法二元擴(kuò)壓器模型如圖1 所示。圖中，擴(kuò)壓段進(jìn)、出口位于站點(diǎn)1、2，A1、A2分別為進(jìn)、出口寬度，L 為軸向擴(kuò)壓長(zhǎng)
航空發(fā)動(dòng)機(jī) 2020年4期2020-09-16
- 基于CSD/CFD舵面氣動(dòng)力流固耦合仿真分析
研究了攻角和馬赫數(shù)對(duì)舵面振動(dòng)位移的影響。 研究表明， 舵面振動(dòng)位移頻率受攻角和馬赫數(shù)的影響較小， 舵面振動(dòng)位移幅值隨攻角和馬赫數(shù)的增大而增大， 并呈非線(xiàn)性關(guān)系。 低馬赫數(shù)范圍內(nèi)， 飛行速度的變化對(duì)舵面振動(dòng)位移的影響更為明顯。 攻角為30°， 馬赫數(shù)為3時(shí)， 舵面振動(dòng)位移曲線(xiàn)更趨向于等幅振動(dòng)， 舵面趨向于顫振臨界狀態(tài)。關(guān)鍵詞：? ? ?空空導(dǎo)彈; 流固耦合; 攻角; 馬赫數(shù); 顫振; 舵面中圖分類(lèi)號(hào)：? ? ? TJ765.4文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：? ? A文章編號(hào)
航空兵器 2020年2期2020-07-30
- 空腔噪聲的馬赫數(shù)敏感性研究
力系數(shù)對(duì)迎角、馬赫數(shù)、雷諾數(shù)和幾何外形的敏感性導(dǎo)數(shù)，其中，馬赫數(shù)的敏感性導(dǎo)數(shù)明顯高于其他參數(shù)。Albring等[13]利用開(kāi)源代碼SU2計(jì)算了M6機(jī)翼的阻力系數(shù)敏感度分布，計(jì)算結(jié)果顯示激波附近區(qū)域?qū)ψ枇Φ呢暙I(xiàn)最大。Yang等[14]基于翼型的敏感度信息和梯度算法對(duì)NACA0012翼型進(jìn)行了優(yōu)化，使阻力降低83%。Liu等[15]采用隨機(jī)配置法對(duì)高超聲速飛行器進(jìn)氣道流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果進(jìn)行了分析，得到了迎角、馬赫數(shù)、雷諾數(shù)、來(lái)流溫度和壁面溫度等參數(shù)對(duì)壓力場(chǎng)的不確定度
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2020年3期2020-07-22
- A320飛機(jī)通氣系統(tǒng)對(duì)惰化系統(tǒng)除水效率影響
壓;導(dǎo)熱系數(shù);馬赫數(shù);比熱容1 通氣系統(tǒng)介紹1.1 通氣管路所處環(huán)境一般來(lái)說(shuō)，通氣管路一般位于燃油箱內(nèi)部頂端，考慮到適航條款要求燃油箱必須留出總?cè)莘e的5%作為膨脹空間。因此通氣管路絕大多數(shù)時(shí)間處于燃油液面上方。其溫度環(huán)境取決于油箱內(nèi)空氣溫度。1.2 NACA通氣口蓋對(duì)通氣管路的影響為提升燃油泵工作效率、防止燃油過(guò)多揮發(fā)，飛機(jī)都會(huì)通過(guò)沖壓空氣口蓋使油箱內(nèi)維持一定正壓力。沖壓進(jìn)氣口蓋此種進(jìn)氣口蓋的增壓效應(yīng)滿(mǎn)足以下函數(shù)關(guān)系：1.3 氣動(dòng)加熱對(duì)通氣管路的影響根據(jù)空
裝備維修技術(shù) 2020年29期2020-07-01
- 跨聲速風(fēng)洞高速段一體化數(shù)值模擬研究
的方案使試驗(yàn)段馬赫數(shù)大于0.9。隨后，Wright發(fā)展了一種縱向槽壁理論模型，用于消除試驗(yàn)段壁板和開(kāi)口區(qū)域邊界層干擾，并于1946年在安裝有槽道試驗(yàn)段的風(fēng)洞中獲得成功，試驗(yàn)段馬赫數(shù)達(dá)到跨聲速范圍，該成果很快應(yīng)用到蘭利的8和16 ft(1 ft=0.304 8 m)高速風(fēng)洞中[2]。在風(fēng)洞數(shù)值模擬研究方面，國(guó)外，M.Kohzai等[6]采用滲透邊界對(duì)跨聲速風(fēng)洞試驗(yàn)段進(jìn)行支撐系統(tǒng)干擾模擬，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行對(duì)比；B.Goffert等[5]采用三維Euler方程對(duì)
航空工程進(jìn)展 2020年1期2020-03-03
- 超音速負(fù)泊松比蜂窩夾層板顫振分析
壁長(zhǎng)之比和來(lái)流馬赫數(shù)對(duì)壁板顫振特性的影響。1 具有負(fù)泊松比特性的蜂窩夾層壁板模型及其運(yùn)動(dòng)方程圖1所示為矩形蜂窩夾層板的邊長(zhǎng)為a和b，板厚h，芯層厚hc。沿x方向的來(lái)流馬赫數(shù)Ma，流速U。圖1 蜂窩夾層板示意圖圖2所示為蜂窩芯層中取出的一個(gè)蜂窩單元，用于計(jì)算蜂窩芯層的等效彈性參數(shù)。其中斜壁長(zhǎng)L1，直壁長(zhǎng)L2，斜壁壁厚t1，直壁壁厚t2以及內(nèi)角θ，定義θ的正方向?yàn)槔@x軸順時(shí)針旋轉(zhuǎn)方向。定義直壁長(zhǎng)比斜壁長(zhǎng)為α＝L2／L1，斜壁壁厚比斜壁長(zhǎng)為β＝t1／L1。當(dāng)蜂窩
- 基于乘波前體的2元TBCC變幾何進(jìn)氣道一體化設(shè)計(jì)
實(shí)現(xiàn)TBCC寬馬赫數(shù)飛行的關(guān)鍵技術(shù)之一[7]。通過(guò)對(duì)進(jìn)氣道前體的波系和通道內(nèi)分流板角度的調(diào)整，實(shí)現(xiàn)飛行包線(xiàn)內(nèi)各狀態(tài)下的最優(yōu)氣動(dòng)性能。與3維內(nèi)轉(zhuǎn)式進(jìn)氣道相比，2元進(jìn)氣道的內(nèi)部構(gòu)型和調(diào)節(jié)機(jī)理簡(jiǎn)單，其通道密封性更易保證，是實(shí)現(xiàn)變幾何進(jìn)氣道設(shè)計(jì)的可靠途徑，受到國(guó)內(nèi)外學(xué)者的重視。文獻(xiàn)[8-11]針對(duì)ATREX 2元進(jìn)氣道，通過(guò)調(diào)節(jié)壓縮楔板來(lái)實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣流量和波系的調(diào)整，具有流動(dòng)特征簡(jiǎn)單、變幾何調(diào)節(jié)難度低的特點(diǎn)，但該進(jìn)氣道第2級(jí)斜板的調(diào)節(jié)會(huì)對(duì)喉道面積產(chǎn)生明顯影響，從而限制
航空發(fā)動(dòng)機(jī) 2019年6期2020-01-14
- 封面圖片說(shuō)明
自本期論文“變馬赫數(shù)下壓力面小翼對(duì)擴(kuò)壓葉柵氣動(dòng)特性影響的實(shí)驗(yàn)”，是上海海事大學(xué)鐘兢軍教授課題組完成的變馬赫數(shù)下加裝不同壓力面葉尖小翼的葉柵熵分布結(jié)果展示. 該課題組在國(guó)內(nèi)首先開(kāi)展了葉尖小翼技術(shù)在壓氣機(jī)中的應(yīng)用研究，探究高亞聲速下葉尖小翼控制壓氣機(jī)葉柵葉頂間隙流動(dòng)，為實(shí)際工況中最佳葉尖小翼的選擇提供參考. 結(jié)果表明：不同馬赫數(shù)下，隨著葉尖小翼寬度的增加，小翼對(duì)于葉頂間隙泄漏流體的抑制能力加強(qiáng)，流場(chǎng)中熵增逐漸減弱，泄漏渦強(qiáng)度減弱，流動(dòng)損失減小. 隨著馬赫數(shù)的增
哈爾濱工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2020年1期2020-01-11
- 2.4 m跨聲速風(fēng)洞流場(chǎng)預(yù)測(cè)自抗擾控制
室總壓和試驗(yàn)段馬赫數(shù)，而為了滿(mǎn)足設(shè)備寬速域、高品質(zhì)、低能耗的運(yùn)行要求，大型暫沖式跨聲速風(fēng)洞往往設(shè)計(jì)有多種流場(chǎng)調(diào)節(jié)手段，因此風(fēng)洞流場(chǎng)實(shí)際上是一個(gè)典型的多進(jìn)多出系統(tǒng)。在跨聲速條件下，氣流總壓和馬赫數(shù)存在關(guān)聯(lián)，具有強(qiáng)耦合性。風(fēng)洞本身由于氣流管路較長(zhǎng)，具有較大的時(shí)滯特性。風(fēng)洞運(yùn)行過(guò)程中會(huì)受到各種擾動(dòng)，上流氣源的壓力降低、試驗(yàn)過(guò)程中模型姿態(tài)改變也會(huì)引起系統(tǒng)控制特性的變化[1]。因此高品質(zhì)的風(fēng)洞流場(chǎng)控制技術(shù)具有一定的難度，對(duì)于更優(yōu)化的流場(chǎng)控制方法的研究也在持續(xù)進(jìn)行[2
航空學(xué)報(bào) 2019年11期2019-12-09
- 無(wú)氣膜冷卻的渦輪葉片流動(dòng)實(shí)驗(yàn)和數(shù)值模擬
態(tài)的雷諾數(shù)以及馬赫數(shù)對(duì)葉片流動(dòng)系數(shù)的影響，并通過(guò)數(shù)值模擬來(lái)驗(yàn)證實(shí)驗(yàn)的準(zhǔn)確程度。研究結(jié)果表明，壓力面和吸力面的壓力系數(shù)隨著雷諾數(shù)的增大幾乎沒(méi)有變化;葉柵出口馬赫數(shù)變化對(duì)葉片表面流動(dòng)系數(shù)的分布呈現(xiàn)不同的規(guī)律;計(jì)算出的壓力系數(shù)在大部分區(qū)域都與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合較好。關(guān)鍵詞：高速葉柵風(fēng)洞;葉片;雷諾數(shù);馬赫數(shù);流動(dòng)系數(shù)中圖分類(lèi)號(hào)：V231.3 ? ? 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：A 文章編號(hào)：2096-4706（2019）05-0007-04Abstract：In this paper
現(xiàn)代信息科技 2019年5期2019-10-21
- 高空條件下進(jìn)口馬赫數(shù)變化對(duì)某型發(fā)動(dòng)機(jī)性能及穩(wěn)定性影響分析
下，發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口馬赫數(shù)變化對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)性能和穩(wěn)定性的影響，掌握在不同進(jìn)口馬赫數(shù)條件下，發(fā)動(dòng)機(jī)推力、耗油率、排氣溫度、喘振裕度等變化情況，為發(fā)動(dòng)機(jī)控制規(guī)律設(shè)計(jì)提供有利依據(jù)，從而保證發(fā)動(dòng)機(jī)性能和穩(wěn)定性滿(mǎn)足設(shè)計(jì)要求。1 計(jì)算條件本文以Gasturb11計(jì)算平臺(tái)為基礎(chǔ)，計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)性能及穩(wěn)定性。1.1 性能計(jì)算條件在計(jì)算發(fā)動(dòng)機(jī)性能時(shí)，選取11km高度，將高壓物理轉(zhuǎn)速換算到標(biāo)準(zhǔn)大氣條件下，控制高壓換算轉(zhuǎn)速N2r分別等于98.2%、93.8%和92.2%，調(diào)整發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)口馬赫數(shù)
數(shù)字通信世界 2019年4期2019-06-03
- 一種新型80MW亞臨界汽輪機(jī)
體結(jié)構(gòu)；軸系；馬赫數(shù)DOI：10.16640/j.cnki.37-1222/t.2019.15.0350 引言大量運(yùn)行的100MW等級(jí)汽輪機(jī)技術(shù)成型早，蒸汽參數(shù)低，不能滿(mǎn)足鋼廠對(duì)高參數(shù)汽輪機(jī)的使用要求，無(wú)法提高整機(jī)的熱循環(huán)效率。另外結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)有待優(yōu)化，通流和汽道壓損大、缸效率低，總體性能差。另外材料選取過(guò)于保守，汽輪機(jī)成本較高，市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力較差。由于以上原因開(kāi)發(fā)此新型80MW亞臨界汽輪機(jī)。1 概述本產(chǎn)品為哈爾濱汽輪機(jī)廠有限責(zé)任公司研制的亞臨界，一次中間再熱，單
山東工業(yè)技術(shù) 2019年15期2019-05-31
- 斜激波總壓損失率極小值理論解與物理意義
激波角，Ma為馬赫數(shù))[3]。本文的研究起因來(lái)自Anderson所著《Fundamentals of Aerodynamics》中第9章第2節(jié)給出的θ-β-Ma圖第4條規(guī)律：固定物面楔形角為20°，考查激波強(qiáng)度隨來(lái)流馬赫數(shù)的變化情況；書(shū)中給出了馬赫數(shù)5.0的激波強(qiáng)度大于馬赫數(shù)2.0的激波強(qiáng)度舉例。此結(jié)論是正確的，但如果繼續(xù)降低激波前的馬赫數(shù)，激波強(qiáng)度是會(huì)持續(xù)下降嗎？之后的研究表明，激波強(qiáng)度不是持續(xù)下降的，激波強(qiáng)度最小值出現(xiàn)在激波角為55°時(shí)所對(duì)應(yīng)的波前馬赫
航空學(xué)報(bào) 2018年12期2019-01-18
- 超聲速進(jìn)氣道起動(dòng)性能影響因素研究
型， 研究來(lái)流馬赫數(shù)、 攻角、 側(cè)滑角對(duì)進(jìn)氣道起動(dòng)性能的影響， 對(duì)進(jìn)氣道轉(zhuǎn)級(jí)過(guò)程進(jìn)行了動(dòng)態(tài)過(guò)程仿真。 結(jié)果表明， 隨著來(lái)流馬赫數(shù)的增大， 進(jìn)氣道流量系數(shù)與總壓恢復(fù)系數(shù)變化趨勢(shì)相反， 應(yīng)選擇合適的設(shè)計(jì)馬赫數(shù)， 拓寬進(jìn)氣道的工作包線(xiàn)； 隨著側(cè)滑角的增大， 背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道起動(dòng)性能及抗反壓性能下降； 轉(zhuǎn)級(jí)過(guò)程中， 背風(fēng)側(cè)超臨界裕度明顯小于迎風(fēng)側(cè)， 研制過(guò)程中， 應(yīng)按照背風(fēng)側(cè)進(jìn)氣道進(jìn)行超臨界裕度設(shè)計(jì)。關(guān)鍵詞： 進(jìn)氣道； 起動(dòng)性能； 馬赫數(shù)； 攻角； 側(cè)滑角； 動(dòng)態(tài)過(guò)程
航空兵器 2018年4期2018-11-26
- 三種二元變幾何超聲速進(jìn)氣道的調(diào)節(jié)方案設(shè)計(jì)及性能對(duì)比
]。對(duì)于寬工作馬赫數(shù)范圍的超聲速進(jìn)氣道，必須保證在整個(gè)工作范圍內(nèi)正常工作。為滿(mǎn)足低來(lái)流馬赫數(shù)時(shí)進(jìn)氣道能正常起動(dòng)，要求進(jìn)氣道的內(nèi)收縮比較小，但是為了保證高馬赫數(shù)時(shí)進(jìn)氣道的性能較好，則要求進(jìn)氣道的內(nèi)收縮比要大，以減小總壓損失[4]，由此可見(jiàn)定幾何的進(jìn)氣道型面難以同時(shí)兼顧高低馬赫數(shù)下的性能，這種矛盾隨著飛行器工作馬赫數(shù)范圍的增大而顯得愈發(fā)嚴(yán)重。目前常在進(jìn)氣道內(nèi)外部流道處采取諸如抽吸、溢流等手段來(lái)降低自起動(dòng)馬赫數(shù)[5-8]，但是這些流場(chǎng)控制措施改善效果有限，仍較難
- 馬赫數(shù)1.5～4.5的曲面軸對(duì)稱(chēng)變幾何進(jìn)氣道設(shè)計(jì)
壓發(fā)動(dòng)機(jī)設(shè)計(jì)了馬赫數(shù)4～6的壓力分布可控軸對(duì)稱(chēng)進(jìn)氣道，與常規(guī)雙錐進(jìn)氣道相比，長(zhǎng)度明顯縮短，非設(shè)計(jì)點(diǎn)的流量系數(shù)和總壓恢復(fù)系數(shù)都有所提高，但是此類(lèi)進(jìn)氣道更低馬赫數(shù)下的氣動(dòng)特性并未研究。此外，馬赫數(shù)可控的壓縮曲面不但壓縮效率高，而且可以主動(dòng)控制進(jìn)氣道進(jìn)口馬赫數(shù)[18]?；谏鲜鲅芯?，本文針對(duì)工作在Ma=1.5～4.5范圍內(nèi)的空氣渦輪火箭沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)高流量和高壓縮效率的設(shè)計(jì)要求，不但設(shè)計(jì)了馬赫數(shù)可控的曲面壓縮軸對(duì)稱(chēng)變幾何進(jìn)氣道而且給出了一種新型調(diào)節(jié)結(jié)構(gòu)，并通過(guò)數(shù)值仿
火箭推進(jìn) 2018年4期2018-09-11
- 前張式尾翼彈氣動(dòng)特性分析
彈在不同攻角和馬赫數(shù)下的空氣動(dòng)力，分析彈丸周?chē)牧鲌?chǎng)特性。研究表明，阻力系數(shù)和升力系數(shù)均隨馬赫數(shù)的增長(zhǎng)先增大后減小，不同的是升力系數(shù)在跨音速時(shí)突然減小；阻力系數(shù)和升力系數(shù)與攻角呈正比關(guān)系；尾翼部分提供升力占總升力28%～65%，所受阻力占總阻力10%～30%。前張式尾翼彈；攻角；氣動(dòng)特性滑膛炮生產(chǎn)工藝簡(jiǎn)單、價(jià)格低廉，沒(méi)有膛線(xiàn)磨損，提高了炮管壽命；滑膛炮只能發(fā)射尾翼彈，尾翼彈有前張式、后張式、次口徑、鴨舵式等眾多種類(lèi)[1]。程杰等基于工程算法結(jié)合風(fēng)洞試驗(yàn)建立
沈陽(yáng)理工大學(xué)學(xué)報(bào) 2017年6期2018-01-06
- 馬赫數(shù)2～4連續(xù)可調(diào)風(fēng)洞數(shù)值模擬及靜態(tài)標(biāo)定試驗(yàn)
，莫建偉，唐蘭馬赫數(shù)2～4連續(xù)可調(diào)風(fēng)洞數(shù)值模擬及靜態(tài)標(biāo)定試驗(yàn)齊偉呈，徐驚雷＊，范志鵬，莫建偉，唐蘭南京航空航天大學(xué)能源與動(dòng)力學(xué)院 江蘇省航空動(dòng)力系統(tǒng)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016型面旋轉(zhuǎn)連續(xù)可調(diào)風(fēng)洞可以獲得出口馬赫數(shù)連續(xù)變化的出口流場(chǎng)，其結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單、易于調(diào)節(jié)、響應(yīng)迅速，成為目前國(guó)內(nèi)外的研究熱點(diǎn)，具有很好的發(fā)展前景。本文針對(duì)某優(yōu)化設(shè)計(jì)的出口馬赫數(shù)2～4的變馬赫數(shù)風(fēng)洞噴管，進(jìn)行了全流場(chǎng)三維數(shù)值仿真校核，并進(jìn)行了風(fēng)洞流場(chǎng)靜態(tài)標(biāo)定試驗(yàn)，獲得了該連續(xù)可調(diào)風(fēng)洞在不同馬赫
航空學(xué)報(bào) 2017年1期2017-11-23
- 后緣可變彎度翼型在跨聲速中氣動(dòng)特性分析
理論分析當(dāng)來(lái)流馬赫數(shù)大于臨界馬赫數(shù)(Ma∞>Macr),翼型表面上將出現(xiàn)局部超音速區(qū)和激波,這就變?yōu)榭缏曀倭鲃?dòng)。由于在跨音速中包含局部激波,且其流動(dòng)是混合型的,就使得跨音速流動(dòng)較亞音速流和超音速流要復(fù)雜得多,給理論分析和實(shí)驗(yàn)研究帶來(lái)較大的困難。由等熵流壓強(qiáng)公式可得翼型表面某點(diǎn)Ma、p與來(lái)流Ma∞、p∞之比[14],即:(1)當(dāng)p=pcr時(shí),有Ma=1,Ma∞=Macr,由此得到臨界壓強(qiáng)系Cpcr數(shù)[14]為:(2)此為等熵流動(dòng)中臨界壓強(qiáng)系數(shù)Cpcr與臨界馬
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2017年4期2017-05-03
- 一種組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)變幾何進(jìn)氣道方案①
循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)工作馬赫數(shù)范圍寬，為此提出了一種采用雙通道調(diào)節(jié)的變幾何進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方案：用一道隔板將進(jìn)氣道內(nèi)壓段分為上下2個(gè)通道，低馬赫數(shù)時(shí)，上下2個(gè)通道同時(shí)進(jìn)氣，高馬赫數(shù)時(shí)，通過(guò)旋轉(zhuǎn)外壓段最后一道壓縮面關(guān)閉下通道后，僅上通道進(jìn)氣，從而實(shí)現(xiàn)進(jìn)氣道壓縮角和收縮比的大范圍調(diào)節(jié)。研究表明，該變幾何進(jìn)氣道在Ma=2.2～7.0范圍內(nèi)具有較高的總壓恢復(fù)系數(shù)，尤其是具有很高的流量系數(shù)，且大部分區(qū)間出口馬赫數(shù)合適，該變幾何進(jìn)氣道方案調(diào)節(jié)過(guò)程簡(jiǎn)單、可靠，容易實(shí)現(xiàn)。組合循環(huán)發(fā)動(dòng)機(jī)；
固體火箭技術(shù) 2016年6期2017-01-05
- 6馬赫錐導(dǎo)乘波體速度范圍與氣動(dòng)特性研究*
乘波體在飛行中馬赫數(shù)變化會(huì)對(duì)乘波體產(chǎn)生很大影響，不同馬赫數(shù)對(duì)應(yīng)不同乘波體外形，獲得穩(wěn)定飛行馬赫數(shù)范圍，對(duì)于乘波體氣動(dòng)特性研究將具有重要的指導(dǎo)意義。利用數(shù)值模擬方法對(duì)無(wú)粘錐體流場(chǎng)乘波體進(jìn)行設(shè)計(jì)并分析其基本氣動(dòng)特性，得出基于Ma=6，α=0°流場(chǎng)乘波體在滿(mǎn)足穩(wěn)定性飛行的馬赫數(shù)范圍。并在此范圍內(nèi)對(duì)乘波體進(jìn)行分段數(shù)值模擬得到升力系數(shù)、阻力系數(shù)及升阻比變化特性。研究結(jié)果為提高乘波體升阻比和控制飛行速度提供了理論基礎(chǔ)。乘波體；馬赫數(shù)；錐體流場(chǎng)；升阻比0 引言高超聲速飛
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2016年1期2016-09-07
- 基于重疊場(chǎng)源法的非定常氣動(dòng)力計(jì)算研究
；跨聲速流動(dòng)；馬赫數(shù)；氣動(dòng)力；壓力分布；計(jì)算效率非定常氣動(dòng)力的計(jì)算對(duì)氣動(dòng)彈性分析、動(dòng)導(dǎo)數(shù)計(jì)算及機(jī)動(dòng)、突風(fēng)載荷計(jì)算等都具有特別重要的意義[1-3]。長(zhǎng)期以來(lái)，廣泛應(yīng)用于氣動(dòng)彈性分析的氣動(dòng)力計(jì)算方法是偶極子格網(wǎng)法[4-5](doublet lattice method,DLM)，多個(gè)商用軟件均采用了DLM進(jìn)行氣動(dòng)彈性分析，如MSC.NASTRAN的氣動(dòng)彈性模塊。DLM方法能夠提供亞聲速及超聲速范圍內(nèi)較為精確的非定常氣動(dòng)力，其最大的優(yōu)點(diǎn)還在于能夠生成氣動(dòng)力影響系
西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào) 2016年3期2016-07-22
- 基于軸線(xiàn)馬赫數(shù)分布的噴管擴(kuò)張段無(wú)粘型面設(shè)計(jì)
陳愛(ài)國(guó)基于軸線(xiàn)馬赫數(shù)分布的噴管擴(kuò)張段無(wú)粘型面設(shè)計(jì)胡振震＊，李震乾，石義雷，陳愛(ài)國(guó)（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(yáng) 621000）針對(duì)高超聲速風(fēng)洞軸對(duì)稱(chēng)噴管設(shè)計(jì)問(wèn)題，開(kāi)展了噴管擴(kuò)張段無(wú)粘型面設(shè)計(jì)研究。介紹了基于預(yù)設(shè)軸線(xiàn)馬赫數(shù)分布的直接設(shè)計(jì)方法，改進(jìn)了基于面積比的軸線(xiàn)馬赫數(shù)分布預(yù)設(shè)方法，提出了一種方便多點(diǎn)控制的軸線(xiàn)特征點(diǎn)分布方法。對(duì)設(shè)計(jì)噴管流場(chǎng)進(jìn)行特征線(xiàn)網(wǎng)三角化，與數(shù)值模擬結(jié)果進(jìn)行比較，并分析了影響噴管無(wú)粘型面的設(shè)計(jì)因素。表明：改進(jìn)的
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2016年4期2016-07-05
- 大型水陸兩棲飛機(jī)壓縮性影響工程估算
飛機(jī)飛行過(guò)程中馬赫數(shù)變化會(huì)對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)產(chǎn)生很大影響，本文利用某大型水陸兩棲飛機(jī)外形參數(shù)以及部分風(fēng)洞試驗(yàn)值。通過(guò)飛機(jī)設(shè)計(jì)手冊(cè)氣動(dòng)分冊(cè)的方法計(jì)算變馬赫數(shù)下的的升力特性，并對(duì)結(jié)果進(jìn)行修正，使其更接近真實(shí)值。關(guān)鍵詞：飛機(jī)；升力特性；馬赫數(shù)1 概述飛機(jī)在飛行速度大于0.3馬赫數(shù)以后，會(huì)產(chǎn)生壓縮性效應(yīng)。在超過(guò)臨界馬赫數(shù)以后，局部出現(xiàn)音速，出現(xiàn)激波，壓縮性影響會(huì)更大。一般來(lái)講，在出現(xiàn)壓縮性效應(yīng)以后，會(huì)使飛機(jī)升力線(xiàn)斜率增大，最大升力系數(shù)減小。本文主要根據(jù)飛行手冊(cè)第六冊(cè)的內(nèi)容
山東工業(yè)技術(shù) 2016年13期2016-06-29
- 馬赫數(shù)對(duì)不同負(fù)荷分布形式的高負(fù)荷低壓渦輪性能的影響
10077)?馬赫數(shù)對(duì)不同負(fù)荷分布形式的高負(fù)荷低壓渦輪性能的影響白濤(西安航空學(xué)院 飛行器學(xué)院，西安710077)摘要：數(shù)值模擬了3種不同負(fù)荷分布形式的高負(fù)荷低壓渦輪葉片在寬廣馬赫數(shù)范圍內(nèi)的流場(chǎng)。通過(guò)分析得出：后加載葉型對(duì)馬赫數(shù)的變化較前加載和均勻加載葉型更為敏感，在高馬赫數(shù)范圍內(nèi)，葉型氣動(dòng)損失亦非常大，遠(yuǎn)遠(yuǎn)大于前加載和均勻加載的葉型；當(dāng)出口等熵馬赫數(shù)為1時(shí)，后加載葉型的氣動(dòng)損失較均勻加載增加了100%。關(guān)鍵詞：負(fù)荷分布；馬赫數(shù)；氣動(dòng)損失；分離；激波大涵道
- 基于Fluent的彈體氣動(dòng)特性計(jì)算與分析
不同攻角和來(lái)流馬赫數(shù)的工況下的氣動(dòng)特性。湍流模型采用FLUENT中的單方程模型解決壁面限制的流動(dòng)問(wèn)題。通過(guò)建立幾何模型、劃分計(jì)算區(qū)域網(wǎng)格、設(shè)置FLUENT中相關(guān)參數(shù)并進(jìn)行多次迭代直到收斂，得到彈體對(duì)應(yīng)工況下的升力系數(shù)、阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)，對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行分析。結(jié)果表明，采用FLUENT仿真的方式能夠較快地得到彈體的氣動(dòng)參數(shù)，為彈道設(shè)計(jì)提供依據(jù)。關(guān)鍵詞：攻角；馬赫數(shù)；升力系數(shù)；阻力系數(shù)；俯仰力矩系數(shù)；氣動(dòng)特性Citation format:WU Xing，
兵器裝備工程學(xué)報(bào) 2016年2期2016-04-11
- 超聲速自由射流馬赫數(shù)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)
超聲速自由射流馬赫數(shù)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)喬彥平，田金虎，吳鋒，耿衛(wèi)民（中國(guó)燃?xì)鉁u輪研究院航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，四川江油621703）簡(jiǎn)要介紹了超聲速自由射流高空模擬和試驗(yàn)技術(shù)，分析了超聲速自由射流馬赫數(shù)控制的原理，給出了控制方式及建立多輸入多輸出馬赫數(shù)控制系統(tǒng)的方法。設(shè)計(jì)并實(shí)現(xiàn)了基于單支點(diǎn)半柔性壁超聲速自由射流噴管，及雙電動(dòng)缸同步伺服控制技術(shù)的超聲速自由射流馬赫數(shù)控制系統(tǒng)。吹風(fēng)試驗(yàn)結(jié)果表明，采用的雙電動(dòng)缸同步伺服控制技術(shù)，可對(duì)單支點(diǎn)半柔性壁超聲速自由射
燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究 2015年4期2015-10-28
- 某小口徑彈丸外流場(chǎng)空氣動(dòng)力特性仿真
數(shù)、升力系數(shù)隨馬赫數(shù)、攻角的變化規(guī)律。仿真結(jié)果與1943年阻力定律相符，計(jì)算所得的氣動(dòng)參數(shù)可以為小口徑殺傷破甲彈的外形設(shè)計(jì)提供依據(jù)與參考。1 數(shù)值模型1.1 彈丸有限元模型某小口徑殺傷破甲彈簡(jiǎn)化為如圖1所示幾何模型。由于研究的是彈丸外流場(chǎng)，所以建立直徑和長(zhǎng)度均是彈丸直徑和長(zhǎng)度20倍的圓柱體來(lái)模擬彈丸外部流場(chǎng)，避免邊界反射引起空氣流場(chǎng)中的壓力計(jì)算不穩(wěn)定。彈丸置于空氣流場(chǎng)計(jì)算域中心位置，假設(shè)彈丸表面為絕熱壁，彈丸附近網(wǎng)格加密以準(zhǔn)確獲得阻力系數(shù)和升力系數(shù)。圖1
機(jī)械制造與自動(dòng)化 2015年5期2015-07-01
- 小展弦比飛翼亞、跨、超聲速支撐干擾研究
1.5三個(gè)典型馬赫數(shù)下的支撐干擾特性，分別考慮了近場(chǎng)尾部外形局部畸變和尾支桿干擾及遠(yuǎn)場(chǎng)風(fēng)洞中部支架干擾，并基于表面壓力系數(shù)差異為準(zhǔn)則嘗試對(duì)近場(chǎng)干擾量進(jìn)行分解。研究得到如下結(jié)論:馬赫數(shù)0.6時(shí)，遠(yuǎn)場(chǎng)支撐阻力系數(shù)和俯仰力矩系數(shù)的干擾量約占總支撐干擾量的30%，升力系數(shù)約占20%;馬赫數(shù)0.9、迎角2°時(shí)，阻力系數(shù)遠(yuǎn)場(chǎng)支撐干擾量占總支撐干擾量的40%，迎角18°時(shí)，遠(yuǎn)場(chǎng)支撐干擾使得渦破裂位置提前;馬赫數(shù)1.5時(shí)，遠(yuǎn)場(chǎng)支撐干擾可以忽略;基于表面壓力系數(shù)差異將支撐干
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2015年3期2015-04-14
- 高超音速技術(shù)將用于未來(lái)客機(jī)中
飛行速度達(dá)到的馬赫數(shù)為5～6（飛行器在空氣中的運(yùn)動(dòng)速度與該高度遠(yuǎn)前方未受擾動(dòng)的空氣中的音速的比值稱(chēng)為飛行馬赫數(shù)，馬赫數(shù)0.8為次音速，0.8～1.2為穿音速，1～5為超音速，大于5為高超音速），工程師認(rèn)為高超音速技術(shù)可以用于研制下一代的客機(jī)（如圖1），如果設(shè)計(jì)成功，將使得跨大西洋航線(xiàn)變得非常便捷，只要1h就可以從倫敦飛到紐約。endprint據(jù)國(guó)外媒體報(bào)道.洛克希德.馬丁公司研制的SR-72隱身高超音速偵察機(jī)飛行速度達(dá)到的馬赫數(shù)為5～6（飛行器在空氣中的運(yùn)
中學(xué)生數(shù)理化·八年級(jí)物理人教版 2014年1期2015-01-09
- 自由射流中飛機(jī)進(jìn)氣道前方亞聲速流場(chǎng)數(shù)值仿真研究
壓縮作用與飛行馬赫數(shù)關(guān)系，對(duì)比和分析了分別在自由射流與真實(shí)大氣中進(jìn)氣道前和進(jìn)氣道入口處的馬赫數(shù)分布，確定了3種馬赫數(shù)下進(jìn)氣道在自由射流中的最佳安裝位置。比較發(fā)現(xiàn)，亞聲速自由射流對(duì)真實(shí)高空大氣飛行進(jìn)行模擬，可以得到馬赫數(shù)相似的流場(chǎng)。自由射流；發(fā)動(dòng)機(jī)高空模擬；進(jìn)氣道；馬赫數(shù)；數(shù)值計(jì)算自由射流裝置由于其可以模擬整個(gè)飛行包線(xiàn)環(huán)境這一特點(diǎn)，可以被用于航空發(fā)動(dòng)機(jī)高空試驗(yàn)臺(tái)中。早在1990年美國(guó)ASTF C-2自由射流裝置就已經(jīng)投入使用，我國(guó)的自由射流高空臺(tái)也在建設(shè)當(dāng)中
沈陽(yáng)航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2014年5期2014-08-29
- 自由射流試驗(yàn)中超聲速進(jìn)氣道流場(chǎng)的數(shù)值研究
環(huán)境。分析不同馬赫數(shù)下噴管出口馬赫數(shù)分布情況，發(fā)現(xiàn)出口核心區(qū)存在于距離噴管出口壁面垂直方向3倍邊界層位移厚度的位置。簡(jiǎn)要分析了二元超聲速?lài)姽艹隹?span id="j5i0abt0b" class="hl">馬赫數(shù)分布情況。將自由射流模型模擬結(jié)果與模擬飛行模型模擬結(jié)果進(jìn)行比較。進(jìn)氣道進(jìn)口斜激波分布基本一致，分布合理，與理論吻合較好，噴管的射流滿(mǎn)足高空模擬試驗(yàn)要求。高空試驗(yàn)?zāi)M；自由射流；超聲速進(jìn)氣道；數(shù)值計(jì)算航空發(fā)動(dòng)機(jī)的氣動(dòng)熱力問(wèn)題、機(jī)械系統(tǒng)問(wèn)題、匹配性問(wèn)題及控制規(guī)律問(wèn)題等都必須通過(guò)高空臺(tái)模擬試驗(yàn)進(jìn)行充分的調(diào)試和驗(yàn)證[
沈陽(yáng)航空航天大學(xué)學(xué)報(bào) 2014年6期2014-08-29
- 超聲速/高超聲速風(fēng)洞試驗(yàn)段結(jié)構(gòu)形式對(duì)流場(chǎng)性能的影響研究
壓力和噴管出口馬赫數(shù)或馬赫角的控制，射流核心區(qū)外為膨脹扇、攔截激波等一系列結(jié)構(gòu)，與擴(kuò)壓器之間相互作用，產(chǎn)生了很強(qiáng)的激波干擾[3-4]。閉口圓截面試驗(yàn)段為一段連接噴管與擴(kuò)壓器之間的圓管，氣流在進(jìn)入擴(kuò)壓器前可以沒(méi)有任何膨脹波或激波的干擾，但面臨著壁面邊界層的影響和擾動(dòng)的中心聚焦等問(wèn)題[2]。目前，超聲速風(fēng)洞多采用閉口式試驗(yàn)段，高超聲速風(fēng)洞多采用開(kāi)口自由射流式試驗(yàn)段。但對(duì)于采用這兩種試驗(yàn)段結(jié)構(gòu)形式，會(huì)對(duì)風(fēng)洞流場(chǎng)品質(zhì)產(chǎn)生怎樣的影響尚未見(jiàn)相關(guān)詳細(xì)的研究文獻(xiàn)。中國(guó)空氣
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2014年4期2014-03-30
- 基于馬赫數(shù)的真空管道交通系統(tǒng)溫度場(chǎng)特性初探
，數(shù)值模擬不同馬赫數(shù)下的真空管道系統(tǒng)內(nèi)部溫度場(chǎng)，并分析其生熱機(jī)理與傳熱特性。結(jié)果表明：在真空管道交通系統(tǒng)中，隨馬赫數(shù)增大，系統(tǒng)最高溫度呈拋物線(xiàn)趨勢(shì)遞增在管內(nèi)壓力和阻塞比一定的情況下，系統(tǒng)內(nèi)車(chē)尾頂部溫度達(dá)到最大，隨后溫度逐漸降低。[關(guān)鍵詞]真空管道交通；馬赫數(shù)；氣動(dòng)生熱[中圖分類(lèi)號(hào)]U491.2 [文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼]A [文章編號(hào)]1672-5158（2013）06-0022-01現(xiàn)今，在經(jīng)濟(jì)全球化和跨區(qū)域合作日趨密切的社會(huì)背景下，人員來(lái)往日趨頻繁，對(duì)交通工具的要
中國(guó)信息化·學(xué)術(shù)版 2013年6期2013-09-30
- NF-6連續(xù)式跨聲速風(fēng)洞馬赫數(shù)控制方式比較與研究
，風(fēng)洞試驗(yàn)氣流馬赫數(shù)設(shè)計(jì)范圍為0.2～1.2，洞內(nèi)氣壓可從常壓增至0.55MPa，通過(guò)增壓和噴液氮降溫的方法可以實(shí)現(xiàn)實(shí)驗(yàn)雷諾數(shù)達(dá)到1.5×107以上，風(fēng)洞具有固定馬赫數(shù)變雷諾數(shù)和固定雷諾數(shù)變馬赫數(shù)的能力。風(fēng)洞于2009年初完成所有性能調(diào)試與流場(chǎng)校測(cè)工作，主要性能指標(biāo)均達(dá)到設(shè)計(jì)要求。來(lái)流馬赫數(shù)是反映風(fēng)洞流場(chǎng)性能指標(biāo)最為重要的參數(shù)之一，如何對(duì)其實(shí)現(xiàn)精確高效控制，更是風(fēng)洞控制中一大關(guān)鍵難題。在國(guó)內(nèi)，目前投入運(yùn)行的跨聲速風(fēng)洞均為暫沖式風(fēng)洞，其馬赫數(shù)控制方式與連續(xù)式
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2013年2期2013-09-21
- 高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)性能模擬
10072)高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)性能模擬劉增文，王占學(xué)(西北工業(yè)大學(xué)動(dòng)力與能源學(xué)院，西安710072)對(duì)馬赫數(shù)4.0一級(jí)的高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)行了研究，分析了高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)的結(jié)構(gòu)形式和工作原理，建立了性能計(jì)算模型。利用泵理論拓展了發(fā)動(dòng)機(jī)的低轉(zhuǎn)速部件特性，對(duì)某高馬赫數(shù)渦輪發(fā)動(dòng)機(jī)方案進(jìn)行了性能計(jì)算，并分析了其風(fēng)車(chē)沖壓模態(tài)的性能變化趨勢(shì)。計(jì)算結(jié)果表明，該發(fā)動(dòng)機(jī)在馬赫數(shù)3.7時(shí)進(jìn)入風(fēng)車(chē)沖壓模態(tài)；由于主燃燒室熄火，其推力在模態(tài)轉(zhuǎn)換階段將出現(xiàn)暫時(shí)震蕩，比沖將在模態(tài)轉(zhuǎn)
燃?xì)鉁u輪試驗(yàn)與研究 2013年6期2013-06-28
- 2.4m 跨聲速風(fēng)洞顫振試驗(yàn)流場(chǎng)控制技術(shù)研究
式。方式一：定馬赫數(shù)階梯變速壓的試驗(yàn)方式，即保持馬赫數(shù)為定值，通過(guò)逐步增加試驗(yàn)段氣流總壓的方法增加速壓，逐步逼近顫振臨界速壓，甚至增加到模型出現(xiàn)顫振。該方式要求其啟動(dòng)過(guò)程速壓平滑上升，總壓超調(diào)小于0.5kPa，一次啟動(dòng)要完成4個(gè)以上盡可能多的速壓階梯，在出現(xiàn)險(xiǎn)情時(shí)，具有自動(dòng)平穩(wěn)關(guān)車(chē)的能力，速壓按要求的速率下降。該方式適用于臨界速壓范圍比較寬的情況。方式二：定總壓線(xiàn)性變馬赫數(shù)方式，即固定總壓，通過(guò)連續(xù)、線(xiàn)性地增加馬赫數(shù)，逐漸提高總壓（密度），切割顫振臨界速壓
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2012年6期2012-11-20
- 半柔壁噴管初步實(shí)驗(yàn)研究
噴管，以實(shí)現(xiàn)變馬赫數(shù)的目的，但國(guó)內(nèi)至今還沒(méi)有掌握該項(xiàng)設(shè)計(jì)技術(shù)。半柔壁噴管型式與國(guó)內(nèi)已使用的全柔壁噴管型式相比，存在以下特點(diǎn)：半柔壁噴管中，喉道部分為固塊，膨脹區(qū)使用柔壁，由于在彎曲率最大的喉道部分使用了固塊（見(jiàn)圖1），因此噴管柔板長(zhǎng)度可減少近一半，可以降低對(duì)柔板材料和柔板加工的苛刻要求，噴管建造經(jīng)費(fèi)可減少20%～30%；柔壁驅(qū)動(dòng)支撐點(diǎn)數(shù)量大大減少，控制程序簡(jiǎn)潔，噴管型面曲線(xiàn)可由少數(shù)支撐桿控制形成，機(jī)構(gòu)整體剛性好，噴管型面在承壓狀態(tài)下，可有效抑制噴管型面失穩(wěn)
實(shí)驗(yàn)流體力學(xué) 2012年3期2012-04-17
- 側(cè)向收縮比對(duì)RBCC側(cè)壓式進(jìn)氣道起動(dòng)性能的影響*
氣道必須具備寬馬赫數(shù)工作的能力,且其馬赫數(shù)工作范圍遠(yuǎn)遠(yuǎn)超過(guò)了其它吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)。通常變幾何結(jié)構(gòu)是寬工作馬赫數(shù)進(jìn)氣道普遍采用的實(shí)現(xiàn)方案[2-6]。而針對(duì)較窄的工作馬赫數(shù)區(qū)間時(shí),則可以采用定幾何進(jìn)氣道。側(cè)壓式進(jìn)氣道不僅具有低起動(dòng)馬赫數(shù)、寬工作馬赫數(shù)區(qū)間等優(yōu)點(diǎn),而且在幾何結(jié)構(gòu)上還能較好的配合典型的三維矩形結(jié)構(gòu)的RBCC發(fā)動(dòng)機(jī),尤其是中心支板式 RBCC發(fā)動(dòng)機(jī)(采用中心支板放置一次火箭)[2-10]。RBCC的研究結(jié)果表明,引射和亞燃的模態(tài)過(guò)渡馬赫數(shù)取在3.0以下較
彈箭與制導(dǎo)學(xué)報(bào) 2011年3期2011-12-07
- 不同入口馬赫數(shù)對(duì)超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)尾噴管的性能影響研究
器往往需要跨大馬赫數(shù)范圍飛行，工況變化范圍很大，噴管的膨脹比極高，通常采用機(jī)體/推進(jìn)一體化設(shè)計(jì)。此時(shí)，飛行器后體壁面作為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)的外噴管膨脹面來(lái)使用，形成非對(duì)稱(chēng)噴管。尾噴管是超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)產(chǎn)生推力的主要部件，如在飛行馬赫數(shù)Ma=6時(shí)，尾噴管產(chǎn)生的推力可達(dá)到發(fā)動(dòng)機(jī)總推力的70%左右[1]。尾噴管的性能既取決于其幾何構(gòu)型，又取決于沿飛行軌道的Ma、動(dòng)壓、飛行攻角、進(jìn)氣道和燃燒室性能等，對(duì)尾噴管性能的影響規(guī)律研究已成為超燃沖壓發(fā)動(dòng)機(jī)領(lǐng)域的重要研究方向。文獻(xiàn)
火箭推進(jìn) 2011年3期2011-03-14
- 二元高超聲速進(jìn)氣道內(nèi)部阻力特性分析與研究
條件以改變來(lái)流馬赫數(shù),以數(shù)值模擬為研究手段,來(lái)分析二元高超聲速進(jìn)氣道所受阻力隨飛行馬赫數(shù)的變化。1 阻力分析的二元進(jìn)氣道圖1就是本文分析的二元高超聲速進(jìn)氣道三維造型,這是一個(gè)典型的三斜楔多波系二元高超聲速進(jìn)氣道,它的工作馬赫數(shù)范圍M=4～6。圖2為它的氣動(dòng)布局示意圖,外壓縮角依次分別為 7°、15.5°和20°,唇口內(nèi)表面下彎5°,經(jīng)三道外壓激波壓縮后的氣流在唇口就有20°的壓縮,為避免氣流在下壁面肩點(diǎn)轉(zhuǎn)折過(guò)大,肩點(diǎn)后下壁面有5°的上抬,為確保該進(jìn)氣道在馬
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2010年1期2010-11-08
- Effects of turbulence models on the numerical simulation of nozzle jets
del)圖3 馬赫數(shù)和渦團(tuán)粘性系數(shù)等值線(xiàn)(SST模型)Fig.4 Mach and eddy viscosity contours(SS TCCmodel)圖4 馬赫數(shù)和渦團(tuán)粘性系數(shù)等值線(xiàn)(SSTCC模型)Fig.5 Comparison of velocities along the centerline圖5 中心線(xiàn)上噴流速度比較The jet velocity profiles in the radial direction at several ax
空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào) 2010年2期2010-04-07