【摘 要】
：
高压捕获翼是一种合理利用机体和上置翼(捕获翼)间的耦合关系来提高飞行器升力,进而大幅提高升阻比的高速飞行器新概念构型.目前己应用二维楔形流理论进行了理论分析,用CFD进
【机 构】
：
中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京市海淀区100190中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京市海淀区100190;中国科学院大学工程科学学院,北京,100049
【出 处】
：
高温气体动力学国家重点实验室2017年度夏季学术研讨会
论文部分内容阅读
高压捕获翼是一种合理利用机体和上置翼(捕获翼)间的耦合关系来提高飞行器升力,进而大幅提高升阻比的高速飞行器新概念构型.目前己应用二维楔形流理论进行了理论分析,用CFD进行了三维数值模拟,并通过实验验证了捕获翼的有效性.本文从捕获翼的基本原理出发,设计出一种应用捕获翼的高速飞行器新概念初始构型.在兼顾容积率的情况下以增升减阻为目标,综合应用均匀试验设计和CFD数值模拟等手段,对初始构型进行迭代和优化得到最终构型,并通过CFD对其气动性能进行分析.结果表明,在高速域,该捕获翼构型具有较高的升阻比.在马赫数5-7范围内,最优升阻比均在4.5以上,最优升阻比对应攻角为0度左右.
其他文献
本文对0.2MPa至3.0MPa压力下的甲烷/纯氧同轴层流扩散火焰震荡特性进行试验研究.利用光电倍增管、高速相机等仪器捕捉不同压力及雷诺数下火焰形态变化.研究发现在不同雷诺数
在高超声速飞行器设计中必须考虑激波引起的阻力和热流.采用尖锐外形的鼻锥可以一方面将弓形激波转变为锥形激波,从而有效减小激波阻力;另一方面还可以降低飞行器主体的表面
电弧加热器是飞行器热防护系统地面考核试验的首选设备.电弧加热器在运行时,由于其电极工作在高温环境,普遍采用高压水进行冷却,试验中存在着由于电极烧穿漏水导致加热器严重
为解决CO2跨临界动力循环中,常规冷却水(30℃)难以被亚临界CO2冷凝的问题,采用混合工质(R600/CO2与R600a/CO2)提升循环工质临界温度.基于热通量法,对不同组分的混合工质燃烧
本文以过氧化氢煤油液体火箭发动机的供给系统作为研究对象,比较了氦气挤压供给、电驱泵供给以及涡轮泵供给三种方式.通过计算供给系统的结构质量(包括挤压气体、气瓶、贮箱
高超声速全尺度模型气动力测量具有重要意义,但由于激波风洞的脉冲特性,传统测力方式难以适用,测力面临着极大的挑战.本文提出了一种基于拉杆式多点支撑测力技术,并对该技术
本文采用实验室设计的具有独特特殊结构的非转移式直流电弧等离子体发生器,探讨通过气动作用使电弧弧柱膨胀分散后以较低电流密度状态到达及贴附阳极表面的可能性.研究结果表
基于分段前缘线乘波体设计方式,本文提出一种单进气口全乘波背部进气布局概念构型.该布局下表面可设计为完整的乘波体,截取乘波体前段翻转置于飞行器背部作为前体,机身以样条
高压捕获翼构型是针对高超声速飞行器大容积、高升力和高升阻比的设计需求而提出,是一种新型的气动布局概念.大量的数值算例己经说明了高压捕获翼的有效性,为进一步验证高压
随航天发展到新阶段,对于新型卫星推进技术的需求日益强烈,其中推力在牛顿以下的微小推力器是研究重点.推力、脉冲冲量的大小是推力器的最重要指标,为此需要研究微小推力测试