马赫数

摘要： 自动机喷管不同的结构形式对后坐冲击的对冲效率是不同的,为了获得更好的喷管激波消减后坐冲击的方案,构建了不同结构的喷管模型;利用燃气可压缩雷诺平均纳维-斯托克斯(N-S)方程,对不同结构的激波时空衍变的过程进行仿真,得出流场图谱、火药气体载荷分布;方案1和方案2的喷管设计参数:锥度均为12°,长度分别为360、380 mm,方案1无缩颈,方案2有缩颈,缩颈8%。通过分析激波温度、压力、马赫数的变化趋势,方案1和方案2的载荷峰值具有较大差异,初始阶段形成高度欠膨胀,射流核心区半径很大,之后膨胀强度衰减,核心区域变小;从激波马赫数云图可见,最大马赫数分别约为10和7,方案2初始阶段气流冲击在排气装置中央的芯锥上,形成一个沿着x轴的83 kN脉冲载荷,这与试验中后坐力测试数据基本吻合。由于排气装置外部形状差异,球面波绕过装置产生的载荷波动有些细微不同。通过仿真与试验对比,方案1的反后坐能力比方案2更优,具有更为高效的后坐力对冲机制。

摘要： 汽轮机叶型的气动性能直接影响汽轮机的整体效率,文章对不同的动叶叶型进行二维数值分析,并试验验证其气动性能的变化,分析叶型变马赫数特性和变攻角特性。计算结果表明:自主研发的动叶型线在变攻角特性和变马赫数特性方面明显较好。

摘要： 利用Comsol Multiphysics数值分析的方法,针对切向流条件下的优化赫姆霍兹共振器进行数值模拟并与传统赫姆霍兹共振器作对比研究。通过分析,可以发现优化后的赫姆霍兹共振器有更好的消声性能。模拟结果表明,优化后的赫姆霍兹共振器可以产生2~3个共振峰,提升了大约120%的消声效率,提高了20 dB左右传递损失值,并且在一定程度上拓宽了消声频带。

摘要： 某连续式超声速风洞作为国内首座连续式超声速风洞,马赫数和总压是该风洞最重要的2个流场参数,如何实现总压和马赫数的精确控制和快速稳定调节,是风洞控制系统设计建设过程中需要重点研究的内容。通过分析某风洞流场参数控制原理以及各调节手段的耦合关系,搭建连续式超声速风洞控制系统架构,并给出各关键技术问题的解决措施;通过分段变参数模糊PI控制算法进行总压精确控制,设计了风洞运行控制流程,采用风洞吹风试验进行验证。结果表明总压精度优于0.05%,马赫数精度优于0.0003,均大幅优于设计指标,证明提出的设计思路是有效的,可为连续式超声速风洞的设计调试提供参考。

摘要： 隔离段是超燃冲压发动机的重要组成部分,主要作用是隔绝燃烧与进气道的相互干扰。隔离段中存在的复杂流动现象一直是人们研究和关注的重点。利用三维数值模拟方法对矩形隔离段激波串特性影响因素进行了研究,主要分析了不同来流马赫数、单侧和对称扩张角以及壁面凹腔等因素影响下的激波串特性。结果表明:在高来流马赫数条件下,隔离段内激波串长度变短,隔离段抗反压能力增强,总压损失增大;在单侧和对称扩张隔离段内的激波串结构存在差异,且隔离段后的流场总压损失与扩张形式无关;隔离段添加壁面凹腔后,在不同反压下会出现2种模态(亚临界凹腔模态和超临界凹腔模态),2种模态下隔离段内激波串结构及流场参数特性有所不同,超临界凹腔模态下隔离段抗反压能力下降,总压损失增大。本文的研究结果可为隔离段和燃烧室设计及试验提供参考。

摘要： 针对飞行器俯仰运动时流场结构会跨越显著差异的流态,且其气动力和力矩会呈现强烈的非定常、非线性的动态流场特性,采用IDDES混合湍流模型,研究了脊形角90°的前体俯仰运动时的动态流场特性以及来流马赫数对俯仰振荡动态涡流场结构和非定常气动力的影响。研究结果表明:对于脊形前体大振幅俯仰振荡运动,上仰时前体涡破裂延迟,导致大攻角时升力、阻力和俯仰力矩明显大于相应攻角的静态值;下俯时前体涡再附延迟,且远离机身壁面,导致升力、阻力和俯仰力矩比上仰时小,非定常气动力迟滞效应显著;同时,马赫数越小,俯仰振荡的迟滞效应越显著。

摘要： 为满足先进涡扇发动机对变雷诺数平面叶栅试验的需求,设计了亚/跨/超声速来流高效变换、雷诺数和马赫数独立调节、压气机和涡轮平面叶栅试验为一体、换热与冷却试验能力兼具的变密度平面叶栅风洞,提出了风洞的总体设计方案。文章详细介绍了风洞引射器、半柔壁喷管及试验舱等部件设计问题,分析了流场调试及典型叶栅试验结果。调试结果表明:采用的部件设计技术实现了变密度平面叶栅风洞的主要功能,试验雷诺数可低至3.1×105 m_(–1),具备开展低雷诺数平面叶栅试验的能力。风洞流场调试结果满足《低速风洞和高速风洞流场品质要求》(GJB 1179A—2012),为研究亚/跨/超声速压气机和涡轮叶栅低雷诺数流动问题提供了重要试验平台。

摘要： 飞出两倍音速1953年2月,美国空军开始用改进的X-1A继续进行高速飞行试验。他们计划在X-1的基础上更上一层楼,使飞行高度再提高6000米至10000米,最大速度将超过马赫数2。这样可以探索高速和高空环境对人与飞机的影响。

摘要： 随着人们重新对超声速航空旅行燃起兴趣,飞机设计师们正在寻找新的方法来解决声爆问题。目前在研的方法包括使飞机仅在海洋上方进行超声速飞行,或以足够低的马赫数飞行以防止冲击波到达地面,或对机体进行修形从而使声爆强度最小化。

摘要： 关于五代机,很难达成共识而得到一个被公认的定义。但有几个关键性能门槛,还是相对得到广泛认可的。是不是五代机,可以拉出来比比。▲超声速巡航第五代战斗机配有先进的高推重比发动机,F-22可以在发动机不开加力情况下以马赫数1.5—1.6进行长时间的超声速飞行,而上—代战斗机只有在发动机开加力时才能进行短时间的超声速飞行。不过并非所有五代机都具备该能力。是加分因素。

摘要： 为了增强翼型在来流条件不断变化情况下的气动稳定性,同时为了减小阻力,讨论了在来流马赫数不确定的情况下对RAE2822翼型的鲁棒优化设计方法.对翼型采用CST参数化方法建模,规定来流马赫数的范围,通过分层抽样抽取马赫数,使用三次样条插值建立代理模型以减少计算量,运用BOBYQA算法进行优化计算.将鲁棒优化与单点优化,多点优化的结果对比,鲁棒优化的阻力系数均值与标准差均为最低.通过鲁棒优化方法,在减阻的同时,降低了气动性能对马赫数的敏感度,使整体性能稳定.

摘要： 采用有旋特征线法完成马赫数分布可控的颌下进气道设计,并在Ma2.5～4.0范围内对其进行优化和数值仿真研究,获得了此类进气道性能特性.结果表明,设计的曲面颌下进气道性能较高,低马赫数流量捕获能力良好.此外,研究不同边界条件对颌下进气道性能的影响.高马赫数大攻角时设置远场边界条件可以较准确地评估带前体时的性能;低马赫数小攻角时,二维计算结果可以用来评估颌下进气道的三维总体性能;0度攻角时性能完全可以通过二维计算来快速评估.

摘要： 为了研究高超声速进气道在低马赫数时的不起动特性以及相应的激波特征,本文主要针对设计状态为Ma6封口且无反压时的高超声速进气道在临界起动马赫数(Ma=3.8)时的进气道流场特性以及内流道不同截面的流量开展了数值计算研究工作.计算结果表明,在进气道临界起动马赫数Ma3.8(无背压)时,发现进气道流场以及内流道流量都处于非稳定状态,且出现周期性振荡.进气道进出口流量、喉道流量以及出口质量平均马赫数也都处在周期性振荡过程中.在内流道中,入口捕获流量无法全部通过几何喉道以及隔离段出口."喉道"的限流作用是造成流场振荡的主要因素.限流作用导致内流道不同截面的捕获流量以及相位上的不匹配,这种不匹配进而导致"分离泡"以及分离激波的不断"吐出"与"吞入",形成了进气道流场的周期性振荡.

摘要： 通过改变四周拉瓦尔喷管设计马赫数的大小,利用数值模拟方法对四种氧枪喷头自由射流特性进行对比分析.结果表明:在相同质量流量的条件下,随着四周拉瓦尔喷管马赫数的增加,对所研究四种氧枪喷头而言,自由射流轴线速度出现逐渐增大的趋势,湍动能亦出现相同规律.

摘要： 基于正问题迭代的思想应用特征线法发展了一种具有两级入射激波的沿程马赫数可控基本流场设计方法,应用该基本流场设计内转式进气道,并通过数值模拟验证设计方法的准确性.基本流场中的两级入射激波根据给定的气流偏转角和沿程马赫数分布确定,且两级激波在给定的中心体半径下相交.进气道外压缩段采用该基本流场设计,内收缩段采用肩部光顺技术过渡至椭圆型隔离段入口,在来流马赫数为6.5时进气道隔离段入口的总压恢复系数、流量捕获系数和动能效率分别为0.556、0.97和0.97839.数值模拟结果表明,带两级入射激波的基本流场方法完全可以应用于内转式进气道的设计.

摘要： 宽速域高马赫数射流预冷涡轮发动机是在现有涡轮发动机基础上采用射流预冷扩包线技术,形成马赫数3～6级大推力涡轮发动机动力.涡轮机开启射流预冷,燃烧室进口气流中会含有较多的水蒸气,水蒸气会对燃烧室的燃烧特性产生不同程度的影响.本文采用商业软件,开展空天射流预冷不同喷水量对燃烧特性影响的数值计算研究.通过研究得到了不同喷水量对燃烧特性的影响,水油比的变化只会影响燃烧室温度分布数值,基本不会影响燃烧室的温度分布趋势.水油比的变化影响回流区内的燃烧效率,水油比越高燃烧效率越高.回流区之后燃烧效率分布趋势趋于一致,经过中间区和掺混区后燃烧效率基本相同接近100％.本项研究为未来空天射流预冷涡轮机的发展提供相关研究基础.

摘要： 通过求解层流不可压N-S方程,选用更适合不可压流动下的AUSM+-up格式,使用四阶Adams预估-校正法求解六自由度刚体动力学方程,对铁饼在低马赫数、大攻角、旋转效应下的流动进行数值模拟,研究了初始有旋与无旋状态下的铁饼表面气动载荷变化及其对飞行姿态和飞行轨迹的影响,同时分析了改变初始角速度对其轨迹的影响.研究结果表明:一定的初始角速度能够提高铁饼在飞行过程的稳定性,增加其飞行高度与飞行距离;角速度过大,虽然能提高铁饼的最大飞行高度,但会降低铁饼在下降阶段的飞行稳定性,缩短飞行距离.

摘要： 柴油机喷射压力的不断提高使得超声速燃油喷射普遍发生,燃油喷雾超声速时,会产生激波现象.本文基于纹影法对不同工况下的激波现象进行了研究.研究发现:激波展开角与喷雾前锋面马赫数存在负相关关系.高背压使得激波展开角的浮动范围变小.大气开放条件下喷射压力160MPa时的未脱体激波激波展开角最大值与最小值的差值约为25°.在低背压条件下,激波展开角越小,对喷雾前端角扩展起到的阻碍作用越大.基于喷雾前锋面马赫数的大小,对高喷射压力条件下的斜激波与弓形激波形态区域进行了划分.另外,实验研究发现,激波在缸内的传播是一个减速的过程,最终维持在声速.激波自身的能量与波动影响着湍流流动,高的激波能量与波动促进缸内混合气扩散,有利于燃油雾化.

摘要： 本文通过数值模拟的方法,探讨的两个同向旋转的涡,所产生的声场分布特性,结果表明,两个旋转的涡表现出四极子特性;涡心处的声压随马赫数的增加而增加;随涡间距的改变,涡心处的声压呈现正负交替变化的特性.

摘要： 微型斜坡式涡流发生器作为一种新型的激波/边界层干扰控制手段,然而由于其特殊的构型,其下游流场涉及复杂的三维旋涡结构.本文通过数值仿真手段对涡流发生器下游旋涡特性进行了研究,并分析了来流马赫数、雷诺数旋涡特性的影响.研究结果表明,涡流发生器诱导的低能流尾迹以及自身诱导的旋涡主导着下游流动的发展.在涡流发生器对称面上,上洗流最高速度点沿流向的分布总是位于主旋涡涡核的轨迹之上,在一定的精度要求范围内,对称面最大上洗流位置可作为确定主旋涡涡核分布规律的依据.另外,来流马赫数越高,涡流发生器诱导的主旋涡在发展过程中越靠近下壁面,且其旋涡能量在相同的流向位置上也较低.而来流雷诺数对涡流发生器下游的主旋涡的运动轨迹、旋涡的面积平均涡量分布几乎没有影响.以上研究结果可为斜坡式涡流发生器的设计提供依据.

摘要： 公开一种高超声速变马赫数风洞喷管的变马赫数运动控制装置，喷管由固定曲面板、转动曲面板及两侧板围成的空间构成喷管气流通道，从前至后包括入口、收缩段、喉道、扩张段、出口，入口与加热器连接，出口连接风洞实验舱，转动曲面板的后端固定到喷管出口处，通过转动曲面板绕出口轴转动来实现喷管的变马赫数，运动控制装置包括设在收缩段的驱动系统、位置监测系统和支撑系统；驱动系统包括电动缸、法兰、铰链、铰链座，在电动缸运动方向上安装法兰，法兰与铰链连接，铰链与安装在转动曲面板的铰链座连接；位置监测系统包括两个位移传感器，分别安装在转动曲面板收缩段左右两侧位置；支撑系统包括底座和两个门框结构，两个门框结构固定于底座之上。

摘要： 本发明公开了一种二维变马赫数喷管及使用该喷管的超声速变马赫数风洞，该二维变马赫数喷管包括第一壁面和与之相对的第二壁面，第一壁面包括圆弧膨胀壁面；以及第二壁面包括用于消波的消波壁面，其中，第一壁面和第二壁面二者中的至少一个为能围绕圆弧膨胀壁面的圆心旋转以变马赫数的活动壁面。与滑块式喷管相比，本发明的二维变马赫数喷管的流场品质提高；与柔壁喷管相比，本发明喷管采用旋转的一自由度运动，结构与控制机构简单，成本低。

摘要： 本发明涉及风洞技术领域，公开了超声速变马赫数风洞速度与马赫数的标定方法及指示装置，根据绘制的超声速变马赫数风洞二维模型生成网格模型并导入计算流体模块，在稳态计算收敛后再启动动网格模型计算瞬态，瞬态计算是导入根据公式编译的UDF程序来控制风洞模型转动，监测实验区的马赫数及速度，得到马赫数云图；模型模拟旋转过程中每旋转0.006°监测一组数据；根据监测结果，绘制马赫数与旋转角度的函数关系曲线图和速度与旋转角度的函数关系曲线图；根据模拟得到的马赫数与旋转角度的关系拟合函数和速度与旋转角度的关系拟合函数对风洞进行标定；本发明能解决变马赫数风洞边界层位移厚度修正问题，使实验区的速度和马赫数的精准定位且指示精度高。

摘要： 本发明公开了一种二维变马赫数喷管及使用该喷管的超声速变马赫数风洞，该二维变马赫数喷管包括第一壁面和与之相对的第二壁面，第一壁面包括圆弧膨胀壁面；以及第二壁面包括用于消波的消波壁面，其中，第一壁面和第二壁面二者中的至少一个为能围绕圆弧膨胀壁面的圆心旋转以变马赫数的活动壁面。与滑块式喷管相比，本发明的二维变马赫数喷管的流场品质提高；与柔壁喷管相比，本发明喷管采用旋转的一自由度运动，结构与控制机构简单，成本低。

摘要： 公开一种高超声速变马赫数风洞喷管的变马赫数运动控制装置，喷管由固定曲面板、转动曲面板及两侧板围成的空间构成喷管气流通道，从前至后包括入口、收缩段、喉道、扩张段、出口，入口与加热器连接，出口连接风洞实验舱，转动曲面板的后端固定到喷管出口处，通过转动曲面板绕出口轴转动来实现喷管的变马赫数，运动控制装置包括设在收缩段的驱动系统、位置监测系统和支撑系统；驱动系统包括电动缸、法兰、铰链、铰链座，在电动缸运动方向上安装法兰，法兰与铰链连接，铰链与安装在转动曲面板的铰链座连接；位置监测系统包括两个位移传感器，分别安装在转动曲面板收缩段左右两侧位置；支撑系统包括底座和两个门框结构，两个门框结构固定于底座之上。

摘要： 本发明一种用于风洞连续变马赫数试验的激波板控制系统及方法，该系统能实现激波板匀速运动，角度控制精度≤0.05°，进而在一类暂冲式风洞中，实现试验段流场马赫数2.5～3.0连续变化。激波板由电机驱动运动，针对风洞试验冲击大、扰动大的特点，可消除风洞来流对激波板运动的不利影响。本发明提出的激波板运动控制流程如下：风洞试验时，给定激波板角度，通过拟合公式计算出电机运动需要的脉冲数，通过串口通信向电机驱动器发送此脉冲数，采用高精度编码器反馈实际激波板位置，通过基于扩张状态观测器(ESO)的PID控制方法，使激波板运动到给定位置，位置精度≤0.05°。试验表明，与目前常规电机运动控制方法相比，该控制方法可有效消除各种干扰，具有更强的鲁棒性。

摘要： 本发明属于高超声速风洞试验设备领域，公开了一种基于现有高超声速风洞设计低马赫数飞行总焓平台的方法。该方法利用现有的不同口径高超声速风洞，进行相应的喷管、稳定段与过渡段、扩压器配套，建成不同口径的复现飞行器低马赫数2～4范围飞行总焓风洞试验平台，模拟总温范围390K～950K，模拟高度15公里～30公里，试验平台有效运行时间≥30秒，满足飞行器在低马赫数下的发动机组合动力性能测试、飞行器内外流一体化力热耦合测试、飞行器气动热载荷测试等开展基础理论与试验技术研究，开展特种试验和验证，为飞行器研制提供试验数据和试验验证支撑。

摘要： 本发明提供了一种高马赫数航空发动机舱与涡轮盘联合冷却热管理系统，包括发动机空气主流流路，发动机空气主流流路包括在空气流动方向上依次连通的冷气进气道、压气机、主燃烧室、涡轮和加力燃烧室，还包括空空换热器和空油换热器，空空换热器的冷气进气端与冷气进气道连通，空空换热器的热气进气端与压气机的热空气排气端连通，空空换热器的热空气排气端与空油换热器的热空气进气端连通，空油换热器还包括冷燃油输入端，空油换热器的空气输出端连接所述涡轮的冷却气进气端。本发明的热管理系统可以同时解决高速飞行器中航空发动机舱内温度高，成附件无法正常工作和压气机引气温度高涡轮盘超温的问题。

摘要： 本发明公开的一种适用于宽马赫数飞行的固体燃料冲压组合发动机，属于固体燃料组合发动机技术领域。本发明主要由进气段、燃气发生器、补燃室和喷管组成。发动机进气段采用中心进气方式，中心锥位于壳体轴心轴上，壳体和中心锥组成的通道为进气道，进气道根据飞行状态的需求，通过调整中心锥的型面来满足飞行状态所需要的进气流量。中心锥的内部有燃气发生器和燃气流量调节系统，充分利用中心锥内部的空间，使得发动机的结构更加紧凑。本发明通过结合固体燃料和火箭基组合循环发动机的优势，利用固体燃料解决火箭基组合循环发动机中因液体燃料带来的复杂供应系统问题，使得发动机的结构更加简单，同时显著提升飞行器适应“宽速域、大空域”的能力。

摘要： 本实用新型提供了一种常规高超声速风洞高马赫数大攻角测压装置，所述测压装置采集模型表面压力时安装于超声速风洞内部的攻角机构上，包括模型(1)、模型支杆(2)、测压管(3)和测压模块(4)，所述模型(1)固定于模型支杆(2)的顶端，模型表面开设测压孔，所述模型支杆(2)内部具有容纳测压模块(4)的腔体结构，测压模块(4)通过测压管(3)连通所述测压孔，测压模块(4)测得的测压孔处的模型表面压力通过测试线(6)传输至风洞外的数字压力采集系统。本实用新型提供的测压装置，测压管路缩短，压力平衡时间减小，风洞流场所需时间减小，对于大攻角背风区低压测量更加准确。