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基于工程快速计算方法的高超声速高升阻比飞行器气动特性研究 总被引:2,自引:0,他引:2
基于工程快速计算方法研究了高超声速高升阻比飞行器过渡流区气动特性.首先应用一与所研究飞行器相近气动布局作为验证外形,对连续流区牛顿类高超声速工程快速计算方法在高超声速高升阻比飞行器上的计算精度进行了评估.研究表明,高超声速工程快速计算方法在其应用范围内,对高超声速高升阻飞行器的气动特性具有较高的预测精度,可以满足工程设计需要.最后,在连续流区使用同样的计算方法,同时考虑高空稀薄气体效应,通过所建立的桥函数给出了所研究高超声速高升阻比飞行器过渡流区的气动特性. 相似文献
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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
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考虑防热和节能等因素,高超声速飞行器在巡航段应采取周期巡航.采用无量纲参数,将飞行器动力学方程归一化,用胞映射法确定了高超声速飞行器周期巡航的初始条件,并分析了周期巡航与推重比、升阻比等总体参数的关系.得出了大升阻比、高推重比有利于飞行器实现周期巡航以及巡航燃料消耗率主要与升阻比有关等结论. 相似文献
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结合高超声速远程滑翔飞行器在升阻比、容积率和容积等方面的性能需求,对锥导乘波构型底部基线方程的确定方法、构型顶点至基本流场顶点的距离等问题进行研究;采用面元法计算分析了各外形控制变量对飞行器性能的影响规律;总结得出高超声速远程滑翔飞行器各外形设计变量确定的先后顺序及准则. 相似文献
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来波飞行器由于其具有高升阻比特性而成为国内外高超声速飞行器研究的热点.介绍了飞行器多学科设计优化(MDO)的发展概况,简述了乘波构形优化设计的研究进展.在此基础上对高超声速乘波飞行器MDO的理论基础进行了分析,阐述了应用MDO技术进行高超声速乘波飞行器设计的必要性和可行性.重点从气动和结构系统的协同优化设计、机体和推进系统的一体化优化设计以及气动和控制系统的综合优化设计等3个方面讨论了MDO在高超声速乘波飞行器设计中的应用现状.提出了今后应加大对MDO集成框架的开发力度,大力开展包含可靠性和经济性分析的高超声速乘波飞行器多目标MDO研究. 相似文献
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再入滑翔式飞行器弹道特征与乘波构型设计 总被引:1,自引:1,他引:0
再入滑翔式飞行器是一种新型的远程快速精确投送工具.研究了滑翔式飞行器与常规再入飞行器的弹道特征;分析了速度倾角和升阻比对射程、高度和飞行时间的影响;建立了滑翔式飞行器对高升阻比的设计需求;采用改进的遗传算法开展了锥导乘波构型的多目标优化设计研究;并通过数值模拟和风洞实验分析了优化外形的气动性能.研究表明,高升阻比是滑翔式飞行器实现远程、快速、精确打击和机动能力的重要决定因素,乘波构型是实现高升阻比气动布局的有效手段;考虑到实际应用,需要综合升阻比、容积率和容积等要求进行多目标优化设计.数值模拟和风洞实验表明优化设计外形具有较好气动性能. 相似文献
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以类X-51A 高超声速飞行器为研究对象,重构了其机体外形及内部超燃冲压发动机的一体化模型,并通过数值方法研究了该目标巡航状态下的气动与燃烧耦合流场特性。数值分析结果表明:类X-51A 飞行器高压区主要集中在机体头部、进气道压缩段、进气道入口侧壁及尾翼前缘,且内部燃烧室的总体压力显著高于机体表面的;燃烧室内靠近两侧壁面的喷孔燃料喷注深度高于中间喷孔的,下游喷孔喷注深度高于上游喷孔的,凹腔附近喷孔喷注深度高于无稳焰结构的壁面喷孔的;燃烧产物羽流长度超过50 m,且持续向机体上方发生偏移。计算结果可为类X-51A 及相关飞行器红外探测与目标识别等技术提供流场数据参考。 相似文献
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类乘波体飞行器气动加热的T程计算方法 总被引:4,自引:0,他引:4
针对类乘波体总体优化设计的需要,采用参考温度法和经验公式,计算了类乘波体飞行器在助推段和巡航段的气动加热.利用气动加热、蒙皮表面热辐射以及蒙皮内部热传导建立了热流量方程,求出了机身驻点和机翼前缘在助推段的温度-时间历程,以及巡航段内机身机翼迎风面中心线上的温度分布.结果表明,助推段驻点温度上升很快,在巡航一段时间后温度逐渐达到平衡;沿机身方向边界发生转捩,转捩区内温度增加,高马赫数可推迟转捩点,大攻角则提前转捩点.该方法可应用于高超声速类乘波体飞行器的概念研究和多目标优化设计. 相似文献
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运用以分子动力学为基础的直接仿真的蒙特卡罗(DSMC)方法,发展了临近空间飞行器气动性能模拟软件系统。以某型航天飞机再入大气层为例,验证了系统的有效性。对乘波构型飞行器在高度为70~100 km的临近空间区域的气动性能进行了模拟,研究了稀薄气体效应对高超声速乘波构型气动特性的影响。由于70~100 km的临近空间区域处于连续介质区与温度和速度跳跃区,在DSMC的模拟中为避免模拟陷于大量的分子碰撞计算,对DSMC算法的碰撞模型和有效碰撞次数进行了改进。研究结果表明:在临近空间区域,乘波构型的升阻比特性略有下降,但仍旧保持了高升阻比的气动优势;DSMC模拟结果与NS方程模拟结果随着高度增加,两者差距逐澌增大,稀薄气体效应逐渐显著;DSMC方法的模拟中,经过多次计算,最终确认在每个网格区域内15次有效碰撞次数足以模拟气体的宏观物理特性。 相似文献
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Investigates on Aerodynamic Characteristics of Projectile with Triangular Cross Section 总被引:1,自引:0,他引:1
The aerodynamic characteristics of projectiles with triangular and circular cross sections are investigated respectively by use of free-flight experiment. Processed the experiment data, curves of flight velocity variation and nutation of both projectiles are obtained, based on the curves, their aerodynamic force and moment coefficients are found out by data fitting, and their aerodynamic performances are compared and analyzed. Results show that the projectile with triangular cross section has smaller resistance, higher lift-drag ratio, better static stability, higher stability capability and more excellent maneuverability than those of the projectile with circular cross section, therefore it can be used in the guided projectiles; under lower rotation speed, the triangular section projectile has greater Magnus moment leading to bigger projectile distribution. 相似文献