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相似文献
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1.
吻切锥乘波构型优化设计与分析   总被引:2,自引:0,他引:2       下载免费PDF全文
吻切锥乘波构型是未来高超声速有动力巡航飞行器气动外形重要的设计参考。采用参数化设计方法实现了吻切锥乘波构型的设计,并利用工程估算的方法对构型的气动性能进行了分析;在多参数正交试验分析的基础上,开展了以升阻比,容积和容积率为目标的设计优化。CFD计算显示,优化的外形具有良好的升阻比和容积率性能,且底部流动均匀,是实现高超声速飞行器前体/超燃发动机进气道一体化的重要参考。  相似文献   

2.
高超声速滑翔飞行器气动性能的数值模拟研究   总被引:1,自引:0,他引:1       下载免费PDF全文
由于具有高的升阻比,乘波构型被认为是高超声速滑翔飞行器的重点参考外形.考虑到高超声速条件下严重的气动加热问题,乘波构型的尖锐前缘需要进行钝化处理,其表面流动特征及气动性能也随之发生变化.基于参考弹道,本文分析了高超声速滑翔飞行器沿飞行轨迹的表面流场特征,并对其在典型飞行工况下的气动性能开展了数值模拟研究.结果表明:对于采用乘波布局设计的高超声速滑翔飞行器,其驻点流动存在三维效应,不能简单视为球头或圆柱绕流;钝化可以缓和严峻的受热形势,同时对其气动力性能造成影响:在2cm钝化半径条件下,其升阻比下降12.34%;高超声速滑翔飞行器的表面受热存在明显的分区特征,不同区域可采用不同的防热处理方法.  相似文献   

3.
为分析在时序抛撒方式下子母弹多体干扰流场特性及其对各舱段弹体气动特性的影响,基于流体控制方程与六自由度刚体运动方程,结合非结构动网格技术,分别对两种时序抛撒方式及后舱子弹单独抛撒方式下的子母弹三维非定常分离流场进行数值模拟,得到不同抛撒时序下的分离流场特性及其气动干扰特性,揭示各舱段子弹在不同分离阶段的气动干扰相互作用过程。研究结果表明:在时序抛撒分离过程中各弹体间激波不断地交错干扰,增加了流场结构的复杂性;前舱子弹的激波干扰使得后舱段子弹气动分离参数较低,分离效率较慢,尤其在短时序间隔下,后舱弹体受前舱子弹干扰较为严重,弹体的安全分离受到影响。  相似文献   

4.
双体导弹是一种通过弹翼将2个单体导弹机体连接为一体的特殊构型导弹,因此具有独特的气动特性。基于FLUENT软件采用S-A(Spalart-Allmaras)湍流模型分析了单体导弹和双体导弹在不同马赫数及迎角状态下的气动特性,研究了2种构型的气动特性差异。计算结果表明:双体导弹较单体导弹拥有更优的升力能力,但其所受阻力更大,升阻比下降; 2种构型导弹阻力均随着迎角的增大而减小,且马赫数越大其减小幅度越小。  相似文献   

5.
针对突风对扑翼飞行器气动性能的影响,开展了前向、侧向和竖直方向突风中扑翼的气动功耗和效率变化研究。首先基于简化的生物翅几何和运动模型,构建了不同方向、强度的突风模型。之后采用计算流体力学方法获得了突风方向及强度对扑翼气动力、功耗及效率的影响。最终结果表明,在所研究的突风强度范围内,前向突风引起的扑翼瞬时气动功耗增幅可达33%,但突风对扑翼平均气动功耗和效率的影响不大;从翼根到翼尖的侧向突风相比反方向的侧向突风所引起的气动功耗增加和气动效率降低更加明显;向下的突风尽管能够降低扑翼的气动功耗,但也同时降低了扑翼的气动效率。此外,突风对扑翼平均气动功耗的影响可以用与突风方向相同、大小等于突风平均速度的定常来流进行模拟,它们对扑翼平均气动功耗的影响是相近的。  相似文献   

6.
利用乘波构形具有升阻比大的特点,将其作为滑翔跳跃式跨大气层飞行器的基准外形进行研究,提出了乘波构形的设计方法,详细分析了各设计参数对乘波构形的影响,研究了不同马赫数、不同优化目标下得到的乘波体的性能,得到了升阻比大、容积效率高的跨大气层飞行器气动布局,所得结论对跨大气层飞行器气动布局和乘波体外形的研究具有一定的参考价值。  相似文献   

7.
以高马赫数临近空间无人机概念方案设计为背景,研究高马赫数无人机气动布局设计问题。为提高气动布局设计的效率,开发了气动外形设计和分析的工具,包括参数化几何建模程序、网格自动生成程序、自动化流场计算程序和结果分析程序。针对高马赫数无人机总体设计要求,提出一种翼身融合的双后掠气动布局方案,翼型为菱形,尾翼构型为V型。为了满足进气道进口流量捕获面积的要求,机体前缘设计成拱形前缘。应用数值分析方法分析展弦比和上反角对升阻比的影响,优选出合适的展弦比和下反角,形成了最终的气动布局方案。流场特性分析结果证实了最终的气动布局方案的合理性。  相似文献   

8.
针对压气机叶片结垢后的气动热力性能退化的问题,采用扩展壁面函数的Spalart-Allmaras(S-A)模型,探索不同程度结垢时压气机气动特性变化机理和热力性能退化规律。研究表明:结垢后,粗糙度增加,叶型改变,耦合激波的干扰影响边界层流动形态,进而影响压气机性能;不同叶高处的参数对结垢的敏感性迥异,其中结垢对叶根和叶顶处产生的气动性能退化影响较大;随着压气机结垢的发展,热力性能呈现出非线性退化的特性。  相似文献   

9.
乘波构型是高超声速飞行器高升阻比气动布局设计的重要参考外形之一,设计中需要综合考虑升阻比、容积率和容积等要求.本文开展了锥导乘波构型的参数化建模设计,采用改进的多目标遗传优化算法,完成了以升阻比、容积率和容积为多目标的乘波构型优化设计;在KD-01高超声速炮风洞中完成了不同攻角缩比模型的气动力实验,并同CFD计算结果进行了比较分析.结果表明:优化设计外形具有良好的升阻比,且在一定攻角范围内升阻比较高,数值模拟和实验分析基本吻合.研究结果可为高超声速滑翔式飞行器的设计提供参考.  相似文献   

10.
扭曲尾翼飞行器的气动特性   总被引:4,自引:1,他引:3       下载免费PDF全文
为研究扭曲尾翼对飞行器气动特性的影响,引入扭曲率与平均攻角来表示尾翼的几何特征,通过求解旋转坐标系下的定常状态N-S方程,对十字型布局扭曲尾翼飞行器气动特性进行了数值仿真。结果表明:扭曲尾翼可以增加飞行器的滚转力矩和平衡转速,其平衡转速与扭曲率呈正比关系;随着扭曲率的增大,扭曲尾翼飞行器未转动时的阻力系数增大、平衡转速时阻力系数减小;在临界扭曲率以内,随着扭曲率的增加,飞行器平衡转速时翼面压力分布得到了有效改善,研究结果对于飞行器的气动构型设计及其飞行稳定性分析具有参考价值。  相似文献   

11.
高超声速乘波飞行器三维流场的并行数值模拟   总被引:2,自引:1,他引:2       下载免费PDF全文
针对高超声速乘波飞行器三维绕流流场,在基于LINUX+MPI系统的分布式并行计算平台上,并行求解了三维雷诺平均的N-S方程。并行数值方法采用的是有限体积方法(FVM)、OC-TVD差分格式、B-L代数湍流模型及流场分区的并行方法。计算结果表明,所采用的并行数值模拟方法能够求解包含强激波的流场,激波穿越区域边界时无断层、错位等通量不守恒的现象。并行计算效率高,8个处理机计算时的并行加速比达到了6 8。  相似文献   

12.
高超声速滑翔式升力体外形设计与优化   总被引:1,自引:1,他引:0       下载免费PDF全文
针对高超声速飞行器外形参数多、气动布局设计复杂的问题,基于类型函数/形状函数变换技术和幂函数表达方法,采用6个控制参数设计了一种便于分析与设计的升力体构型。通过正交试验分析了各参数对升力体容积率和升阻比的影响,得到了对性能影响较大的参数,并发现几乎所有的控制参数对容积率和升阻比的影响趋势都是相反的,进而以纵向稳定性和容积为约束条件,对升阻比和容积率进行多目标优化。结果表明,基于Kriging代理模型技术的多目标优化方法计算效率高,得到的优化前缘均匀,典型优化结果的容积率和升阻比较基本外形分别提高17.31%和11.94%,并且由于代理模型构建时采用了改进的EI加点策略,优化结果的误差能达到4%以内,完全满足初步设计的要求。另外研究了边缘钝化对优化设计结果的影响,边缘钝化能显著减小升阻比,钝化半径越大升阻比越小。而且当仅考虑气动力特性时,基于尖锐前缘外形得到的优化结果能直接外推到钝化条件下。  相似文献   

13.
针对目前棒料高速动态切割装置支撑半径无法调整,切割精度以及刃磨刀片刃口形状无法控制的缺陷,根据切割装置切割原理,建立了切割模式、刀片数量等切割参数与支撑半径、切割误差的数学模型,并运用曲柄滑块机构设计了新型可调式支撑装置;基于空间齐次坐标变换方法构建了切割刀片刃口形状与切割直径、砂轮安装角度等刃磨参数之间的曲线方程,设计了新型可调式刃磨装置。以刀盘转速、切割误差等作为优化目标,采用MATLAB优化工具箱,对现有双刀双切烟支切割装置的切割和刃磨特性参数进行了非线性多目标优化。根据优化结果,提出了一种新型高速动态跟随切割装置设计方案,该方案采用四刀双切的切割模式。与原装置相比,新装置在切割效率不变的情况下具有更好的切割质量。最后通过仿真验证了该装置的可行性。  相似文献   

14.
复杂面形,结构零件的应用范围越来越广,往往一个零件上既有复杂面形也有微小结构.为了实现复杂面形/结构零件的高效加工,分析了快刀伺服加工方式的特点,设计并研制了音圈电机驱动的快刀伺服系统;基于动力学和电磁学分析,建立了快刀伺服系统的传递函数模型,并对控制方法进行了设计;在此基础上.通过实验对快刀伺服系统进行了性能测试,实验结果表明本文所研制的快刀伺服系统具有较高的运动分辨率、定位精度和工作频响,能够作为快刀伺服加工的进刀装置.  相似文献   

15.
针对跳频通信中传统收发同频体制的不足,介绍了一种新的增加可用频率数的方法。提出了不对称频率表的概念及设计,对其在短波跳频通信中提高跳频处理增益、改善系统抗阻塞干扰等性能进行了分析,并与常规跳频进行了比较,得出了一些有益的结论。  相似文献   

16.
小推力液体火箭发动机燃烧与传热数值仿真研究   总被引:1,自引:0,他引:1       下载免费PDF全文
针对边区液膜冷却型小推力液体火箭发动机,引入VOF模型模拟冷却液膜,使用数值仿真手段计算了发动机推力室突扩构型对燃烧效率与传热特性的影响.对比可见计算结果是可靠的,计算表明无量纲台阶高度H*从0.111增加到0.222,燃烧效率增加0.35个百分点、燃烧效率随无量纲台阶长度L*增加变化较小、另外传热特性受H*与L*的影响都不大.这表明在扩张型推力室中,燃烧效率下降的主要原因是壁面附近的气态MMH无法与氧化剂有效混合.  相似文献   

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