不同飞行工况下的某高超飞行器流道特征及气动力特性研究

对一种类似于X-43A飞行器的一体化构形进行了全三维数值仿真模拟,将前体下表面侧沿程静压分布的计算结果与实验结果进行了对比,二者吻合较好,表明数值模拟方法正确,结果可信.在此基础上研究了不同飞行工况下飞行器流道特征及气动力特性的变化.研究结果表明:①研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构和全机气动力特性有着一定影响,使得飞行器全机的升阻比略有下降;②随着飞行攻角的改变,全流道的流动结构和升力系数变化显著,而阻力系数的变化并不明显;③侧滑角导致了不对称的流动结构,但在本文的研究范围内其进气道以及全机的气动特性的不利影响并不明显.

高超声速有攻角锥飞行工况下迎风面波包的演化

飞行工况下由于壁温与来流温度之比较低,Mack模态的不稳定性会得到显著增强,因此Mack模态占主导的有攻角锥迎风面相对侧面可能会提前转捩。本文采用高分辨率直接数值模拟研究了高超声速有攻角锥在飞行工况下迎风面Mack模态的演化规律,Mack模态由迎风中心线附近的一个短时局部壁面吹吸激发。波包的空间分布和不同模态幅值沿流向的演化过程表明在有攻角条件下,Mack模态的演化过程与零度攻角锥边界层中的类似,基频共振是Mack模态最可能的转捩形式。

固体火箭发动机地面和飞行过程中羽流红外辐射的计算研究

为研究固体火箭发动机地面和高空飞行过程中羽流红外辐射随飞行高度的变化,计算了某型固体火箭发动机在地面试车和7.5-80 km之间一系列高度工况下,发动机内、外流场和红外波段2--6μm的辐射。发动机内流和羽流流场采用非平衡化学冻结模型计算,高温Al2O3颗粒和燃气组分混合的羽流辐射场采用FVM模型计算,其中燃气组分的光谱特性用WSGG模型计算,Al2O3颗粒的光谱特性用Mie理论计算。研究了2.7-2.95μm、3.6--3.85μm和4.2-4.45μm三个波段,羽流高温核心区表面的辐射强度;以及高温核心区在轴向主平面和法平面上,0°、45°和90°三个视角的辐射亮度。研究发现：随飞行高度上升,环境压力下降,羽流体积膨胀,其中高温核心区气相温度迅速下降,Al2O3颗粒浓度也所有下降,但颗粒温度仍比较高。发动机在地面工作时,羽流的强辐射带沿其轴线呈连续状分布;但在高度小于22.5 km的低空飞行时,羽流的强辐射带除了出口区域以外,还在出口下游的后燃区出现。羽流的红外辐射亮度在纵截面上具有轴对称性。在光谱分布方面,发动机飞行高度小于40 km时,羽流辐射呈现燃气辐射的光谱差异性,但发动机在40 km高度以上飞行时,羽流辐射呈现高温颗粒辐射的光谱连续性。

尾喷管内外超声速流场数值模拟

采用有限元法数值模拟带二次流可调收 -扩喷管内外跨声速和超声速流场 ,在计算中采用四边形等参元确定位移函数 ,利用加权余量法中的Galerkin法建立有限元方程 ,数值研究三种型式喷管和四种飞行工况下尾喷管内外流场。计算结果与实验数据符合较好 ,说明可用此数值模拟技术帮助开展实验研究 ,进行尾喷管优化设计。

电子吊舱温度环境测试分析

目的为电子吊舱热管理系统设计提供实测数据支撑。方法在电子吊舱内部不同位置部署高精度温度传感器,并配套具有统一时标的参数采集设备,采集不同季节、不同飞行工况下电子吊舱内部的温度数据,获取舱内温度环境参数。结果当飞行工况稳定时,电子吊舱内部环境温度的稳定时间约为1200 s,稳定值与当地大气总温的差别小于3℃。在不同飞行工况下稳定飞行时,舱内温度高于当地大气静温。以高空(11 km)飞行工况为例,当地大气静温为-50~-60℃,由于舱体蒙皮受气动加热影响,舱内环境温度仍维持在-40℃以上。结论飞行工况不同,吊舱内部环境温度有显著差别,随飞行工况变化,吊舱内部环境温度的变化相对滞后,其响应速度与材料导热能力正相关。

民用航空发动机燃/滑油换热计算分析验证

民用航空发动机的燃/滑油换热系统,对于发动机滑油系统及发动机的正常工作至关重要。利用Flow Simulink软件,对某型发动机燃/滑油热交换系统进行建模,计算得到滑油系统回油路的温度值。与发动机地面台架运行工况、机上地面运行工况、飞行工况下的滑油温度测量值进行的对比和误差分析表明,燃/滑油热分析模型计算结果准确。在发动机各个运行工况,尤其是高温恶劣环境下,滑油系统的最大温度低于限制值,该型发动机滑油换热系统设计合理。

从“自由升降机”项目看大型地效飞行器发展

凭借运输效率高、机动性好与隐蔽性好等优点,大型地效飞行器有望成为高效、隐蔽的海上运输工具,可执行两栖登陆作战或跨海客货运输等多种军民用任务。地效飞行器是利用地面效应提供支撑力而飞行的运载工具,典型飞行工况为贴水面飞行,自20世纪60年代发展起来的一种水面飞行器,能贴近地面(或水面)长时间飞行。大型地效飞行器重量(质量)一般在100t以上,主要在外海使用,总长可达数十米。

多电式环控系统电动机功率选定及其经济性分析

提出多电式环控系统参数匹配计算模型,获得不同飞行工况下电动机功率的选定值,分析其影响因素以及系统的经济性.结果表明:对于一定的供气压力,飞行高度越高,电动机功率越大,而同一高度马赫数越大,电动机功率越小;对于给定的飞行工况,供气压力越高,电动机功率越大;对于相同的供气压力与飞行工况,多电式环控系统的性能代偿损失比传统环控系统要小,飞行时间越长,系统的经济性越好.