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相似文献
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1.
边界层转捩在高超声速飞行器外形设计中的应用   总被引:2,自引:0,他引:2  
介绍了吸气式高超声速飞行器边界层转捩的特点及在设计环境方面的影响. 讨论了美国高超声速计划飞行器的外形选择从轴对称演化到尖劈状外形的过程. 分析了钝头体前缘钝化程度、壁面温度、逆压梯度对转捩的影响. 研究了来流马赫数、雷诺数、攻角对飞行器驻点气动热的影响. 使用基于线性稳定模型的emalik程序计算了转捩现象.  相似文献   

2.
通过数值模拟方法,深入对比研究了高超声速情况下类乘波体机身带单垂尾、双垂尾、三垂尾3种典型尾翼布局的气动特性,并揭示了机身对尾翼的干扰流动机理.研究表明:从全机的气动性能角度分析,双垂尾布局气动特性最优;从尾翼的纵向气动性能角度分析,单垂尾布局下尾翼的气动特性较好.最后揭示了机身对垂直翼、倾斜翼和水平翼的干扰流动机理.文中的研究结果能够对高超声速飞行器的尾翼布局设计提供有价值的参考.  相似文献   

3.
欧朝  龙垚松  杨庆涛  肖涵山  周宇  杨凯 《兵工学报》2022,43(10):2657-2667
针对高超声速边界层转捩飞行试验研究的需要,通过一体化的变厚度薄壁测温和热流辨识方法,利用测量薄壁内壁温度辨识表面热流可实现飞行器表面转捩位置的测量。考虑到飞行器高速飞行过程中表面气动加热和振动环境要求,对测量结构和机体结构开展了一体化模块设计,提高了测量结构的整体承载抗热振能力;利用热振联合地面试验系统,在飞行状态地面模拟条件下,对测热部件进行了热振联合试验考核,验证了测量结构的安全性和可靠性。地面热振联合试验和飞行试验结果表明,该型转捩测量结构可承受飞行条件气动加热和振动环境,能迅速地响应和准确地反映气动加热环境热流的变化,可准确捕捉飞行条件下高超声速边界层转捩现象。获取的热流转捩测量数据,可为高超声速转捩预测计算模型提供校准数据。  相似文献   

4.
以临近空间乘波体飞行器弹跳瞬间的特性为研究对象,论证临近空间乘波体飞行器飞行轨迹属于非开普勒轨道的研究范畴;推导基于非开普勒轨道的该飞行器巡航段和再入段的动力学方程,研究弹跳瞬间临近空间乘波体飞行器的位置矢量求解问题;进而论述弹跳瞬间特性,提出弹跳系数的概念,最后进行仿真分析,结果表明临近空间乘波体飞行器弹跳瞬间有明显的拐点特性并且加速度必须满足一定的条件才能弹跳,所得结论对临近空间乘波体飞行器弹跳飞行的研究具有一定的参考价值。  相似文献   

5.
机身/推进系统一体化高超声速飞行器冷却性能分析   总被引:3,自引:0,他引:3  
建立了机身/推进系统一体化高超声速飞行器冷却性能分析模型.分别计算了等高度飞行和等动压飞行条件下的机身/推进系统一体化高超声速飞行器的冷却流量需求,对飞行马赫数、巡航高度和飞行动压对冷却流量的影响进行了分析.得到了满足冷却需求的最大飞行马赫数。结果表明在马赫数6~12的范围内.气动加热部件冷却需要总冷流量的约6%~13%,适当配置燃料喷射方案和提高冷却通道出口冷却剂的温度。再生冷却能够满足机身/推进系统一体化高超声速飞行器的冷却流量需求。  相似文献   

6.
采用计算流体力学(CFD)方法获得不同工况下飞行器流场的气动特性。通过对多个工况点下流场热力学状态的分析与对比,给出高超声速飞行器飞行过程中的热流密度、温度场与气动特性的数值分布,并依据这些数据对飞行器的上升段、巡航段和俯冲段进行飞行轨迹的一体化优化设计与总体飞行仿真。  相似文献   

7.
考虑多重影响因素的巡航飞行器增程优化设计研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
为有效提升现有巡航飞行器的航程,在不改变飞行器总体布局的情况下,考虑气动特性、质量等多重因素影响,研究了某巡航飞行器增程优化技术。首先,分析了巡航飞行器在典型飞行任务下的气动特性以及优化所需的有效参数;其次,构建了机翼翼展变化时翼展长度与机翼面积的映射模型,估算了不同翼展长度情况下飞行器质量的变化;然后,以翼展长度作为直接设计变量,考虑计算精度与优化效率,设计了基于遗传算法与神经网络相结合的优化方法,完成特定飞行条件下的航程优化。仿真分析表明,在设计约束范围内,当翼展长度增加到原来的1.16倍时,其航程相比原来可以增加18.03%,达到性能最优,同时,将影响航程变化的质量要素纳入设计优化,提高了性能优化的精准性。本文方法具有一定的理论和应用价值。  相似文献   

8.
针对现有天基红外预警卫星对临近空间高超声速巡航飞行器的可探测性分析和未来天基红外预警卫星规划建设对临近空间高超声速巡航飞行器的光学特征数据需求,采用高超声速空气动力学、燃烧学、传热学、气体辐射理论等相结合的计算分析方法,研究类X-51A高超声速巡航飞行器在典型飞行状态下的流场参数、本体温度、红外辐射光谱及红外辐射亮度和红外辐射强度。结果表明:类X-51A高超声速巡航飞行器辐射特征受飞行时间及弹道影响,本体红外辐射受气动加热影响明显,以航空煤油为燃料的飞行器喷焰红外辐射以CO2、H2O、CO的1.52 μm、2.68 μm、 4.39 μm辐射带特征最为显著;在包含CO2、H2O、CO分子强特征辐射谱的窄带总辐射中,喷焰辐射是主要贡献,而在非喷焰特征辐射谱带内的总辐射中,飞行器本体辐射占主导。  相似文献   

9.
专利要点1.在机身两侧装有绕垂直轴旋转的机翼和在机身和机翼之间装有通过调整机构可活动的整流罩(与机翼相适应,其构形可保持机翼和机身之间的气动连续性)的飞机的特点是:每个整流罩(1)是配置在相应机翼(a)和机身向外凸出部分(c)之间,并由支承臂(5)支承。  相似文献   

10.
为取得最佳气动性能和机动性能,美国航天飞机轨道飞行器设计成机翼/机身混合外形具有常规飞机的结构特点。轨道飞行器相当一中型运输机(图1),其结构重量为68.04吨,长37.24米,高17.27米,三角形机翼翼展23.79米。货舱长18.3米,直径4.5米,可装29.5吨有效载荷,乘员  相似文献   

11.
为了准确预测高超声速弹丸表面的气动热问题,在考虑热化学反应的情况下,基于SST k-ω、表面反应和二维非稳态热传导方程,建立了高速流场与弹丸结构紧密耦合的传热模型,并以某外形高超声速弹丸为研究对象,采用数值模拟方法,在不同飞行高度、不同飞行马赫数等条件下对比计算了有、无考虑化学反应时弹丸表面的气动热分布情况。计算结果表明,考虑化学反应对弹丸表面的热流密度有较大影响,弹体表面温度及其驻点处温度均有明显提高; 在飞行马赫数为5.5,飞行时间为1.5 s的情况下,随着飞行高度的增加,弹丸驻点处及弹身表面的温度会降低,但各高度上弹丸驻点处的温度在考虑化学反应较未考虑化学反应时高约200 K; 随着来流马赫数的增加,化学反应产生的热量越多,弹体表面及驻点处的温度增加越大。研究结果对高超声速弹丸的气动热预测与热防护具有一定的参考。  相似文献   

12.
高超声速钝头体气动热分析   总被引:1,自引:0,他引:1  
以高超声速再入体为例,通过求解Euler方程来确定物面边界层外缘参数.在理论与半经验公式基础上,利用参考焓方法计算了零攻角弹头的表面热流密度,得到了壁面辐射平衡温度曲线,结果验证了高超声速飞行器采用钝前缘的防热效果.在此基础上,利用有限元法,分析了球头驻点区域附近沿厚度方向的温度场,为再入弹头防热方案的初步设计提供了参考.  相似文献   

13.
高超声速飞行器飞行时会引起气动加热,对其进行结构动力学分析时需考虑气动热的影响.文中建立了热环境下的结构动力学分析流程.首先,基于求解三维可压缩N-S方程的CFD方法进行气动热分析;然后利用有限单元法(FEM)求解结构热传导,并得出温度场分布;最后,基于准线性结构模型进行热环境下的结构动力学分析.基于该流程,对比分析了高超声速飞行器复合材料翼面的结构动力学特性.结果表明,气动加热改变了翼面的固有振动特性.  相似文献   

14.
聂春生  杨光  聂亮  周禹  赵良 《兵工学报》2022,43(3):513-523
高速飞行器表面防热材料在气动加热产生的高温下会热解烧蚀,烧蚀产物进入空气边界层流场后,与流场中的高温空气发生复杂化学反应,对飞行器周围空气流场中组分浓度和等离子体分布产生影响。基于求解热化学非平衡Navier-Stokes方程,建立耦合烧蚀壁面的三维等离子体流场计算方法。理论预测电磁衰减测量项目第2次飞行试验(RAMC-II)的等离子体流场,并与飞行试验数据进行比较,验证方法的可靠性。针对升力体飞行器,分析表面材料烧蚀对等离子体流场的影响规律。结果表明:升力体头部流场的电子数密度最高,飞行器身部区域的电子密度相比头部会降低约2~3个量级,对等离子体流场贡献最重要的离子是NO+和N+;烧蚀产物进入流场会使激波的脱体距离变大,等离子体层厚度增加;随着流动向下游发展,飞行器身部的烧蚀速率降低,但烧蚀产物对等离子体流场的影响范围变大,飞行器身部流场的电子数密度会有一定升高;随着马赫数增大,烧蚀速率变大,壁面材料烧蚀影响更加显著,其中驻点线的峰值电子数密度改变较小,但飞行器身部对称面的电子数密度会显著增大;对于成分存在差异的同一类型防热材料,烧蚀产物进入流场后对激波脱体距离和峰值电子数密度的影响存在差异。  相似文献   

15.
火箭弹折叠尾翼的质量优化设计   总被引:1,自引:0,他引:1       下载免费PDF全文
火箭弹作为一种飞行武器,弹体应具有良好的气动性能.弹翼作为火箭弹结构的重要部分,可以产生飞行升力和对弹体的操纵力,并能加强弹体飞行的稳定性.火箭弹尾翼的质量与其飞行性能相关,此以火箭弹尾翼的质量为优化目标,进行尾翼的轻量化设计.根据火箭弹飞行的空气动力学要求,在尾翼面积不变的条件下以尾翼翼根厚度和展向厚度变化量作为设计变量,以翼面受气动载荷时的最大挠度和翼面展开时间为约束变量.通过理论分析和数值计算,给出了设计变量的设计可行域,得到了尾翼质量的优化设计结果,其优化后质量比优化前减少41%.  相似文献   

16.
高超声速飞行器鼻锥的热环境和结构热分析研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
基于典型的高超声速气动加热飞行环境,利用热流迭代修正方法对轴对称一体化结构高超声速飞行器鼻锥进行结构温度场分析.首先通过流场计算得到飞行器鼻锥的冷壁边界热流密度分布,并将其作为结构热响应有限元计算的初始边界条件.为了验证计算方法的可执行性,并为计算结果分析比较提供参考数据,首先进行只考虑导热和辐射的计算,不考虑壁面温度变化对热流影响的热流修正迭代计算.而后,针对壁面温度随时间变化,对热流密度进行修正,进行多次迭代计算模拟,用以确定高超声速飞行器鼻锥材料以及结构设计尺寸.  相似文献   

17.
超高声速穿甲弹气动烧蚀的研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
引用超高声速飞行弹丸的6D外弹道模型,结合弹头部和弹翼前缘的烧蚀计算模型,通过耦合计算外弹道模型和烧蚀模型,得出只要弹丸在起始一段时间内能够经受一定的气动加热,那么,在剩余的飞行时间里,它将不再发生烧蚀,这对以后进行超高声速弹箭的设计有一定的参考价值。  相似文献   

18.
针对高超声速稳态巡航飞行的气动参数/轨迹联合优化问题,设计了嵌套形式的两级优化器。其中,内层优化器针对巡航轨迹进行优化,优化算法选用序列二次规划算法(Sequential Quadratic Programming,SQP);外层优化器基于巡航轨迹的优化结果,对气动参数进行优化,分别采用序列二次规划算法、遗传算法(Genetic Algorithm,GA)和基于两者的混合算法进行优化。对整个联合优化问题进行了描述,对嵌套联合优化的方法优势和流程进行了说明。给出了嵌套优化器在内外2层的优化模型,包含设计变量、目标函数和约束条件。最后,进行了多组联合优化仿真,得到了巡航航程随升阻比提高的优化幅度曲线。同时,对不同外层优化算法下的优化全局性、计算效率等进行了对比分析,并结合各方法的优缺点,给出了实际优化问题中优化算法选用的建议。  相似文献   

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