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南京航空航天大学学报 2016年第2期48卷 205-211页

作者：王清招启军王博南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室南京210016

为模拟旋翼翼型动态失速特性,以非定常雷诺平均N-S方程为控制方程,采用双时间推进法,建立了旋翼翼型非定常流场模拟的CFD方法。为研究旋翼翼型前缘外形对动态失速特性的影响,在NACA0012翼型的基础上,采用了不同的前缘变形量,设计了3类... 详细信息

为模拟旋翼翼型动态失速特性,以非定常雷诺平均N-S方程为控制方程,采用双时间推进法,建立了旋翼翼型非定常流场模拟的CFD方法。为研究旋翼翼型前缘外形对动态失速特性的影响,在NACA0012翼型的基础上,采用了不同的前缘变形量,设计了3类（每类2种,修改翼型1~6）不同类型的旋翼翼型,并对比分析了这3类翼型的动态失速特性。通过对比分析发现：翼型上表面变形能够有效地影响翼型的动态失速特性,上表面凸出变形增大,在一定范围内能有效抑制动态失速;翼型下表面变形对动态失速特性的影响较小;改变前缘附近弯度也可以在一定程度上影响翼型的动态失速特性,翼型的弯度增加,在一定范围内也能有效抑制动态失速特性。

关键词：旋翼翼型前缘外形动态失速 RANS方程

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高超声速飞行器前缘发散冷却特性研究

高超声速飞行器前缘发散冷却特性研究

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作者：庙智超中南大学

学位级别：硕士

本文以高超声速飞行器前缘为研究对象,在发散冷却基础上结合气膜冷却,并验证了气膜-发散组合冷却的效果。采用经过充分验证的数值模型,分析了主要因素对前缘气膜-发散组合冷却特性的影响,为前缘气膜/发散组合冷却结构的应用提供了参考... 详细信息

本文以高超声速飞行器前缘为研究对象,在发散冷却基础上结合气膜冷却,并验证了气膜-发散组合冷却的效果。采用经过充分验证的数值模型,分析了主要因素对前缘气膜-发散组合冷却特性的影响,为前缘气膜/发散组合冷却结构的应用提供了参考。主要内容如下:首先,对高超声速飞行器前缘气膜冷却、前缘发散冷却以及前缘组合冷却的冷却效果进行了对比。结果表明,三者中前缘气膜-发散组合冷却结构的冷却剂消耗量最少、冷却效果最优。其次,分别在定质量流量和定流速的情况下,研究了不同冷却剂下组合冷却结构的冷却效果。结果表明,控制冷却剂质量流量一定时,低密度的H和He冷却剂效果更好。控制冷却剂流速一定时,密度大,比热容大的冷却剂的冷却效果最好。然后,研究了来流攻角为0°、4°和12°时对组合冷却效果的影响,分析了对称和非对称前缘构型下改变楔角对组合冷却效果的影响。结果表明,攻角的出现使前缘模型上下半段的温差增大,上下壁面的温差最高可达639.2 K,攻角的改变通过影响外壁面压力的分布来影响结构中冷却剂的流量分配。增大前缘上楔角会使冷却剂向多孔介质下游输运的距离减小,外壁面温度与上楔角之间呈现近似线性增长的趋势。最后,研究了改变飞行马赫数和飞行高度时,为实现良好冷却效果时组合冷却结构的冷却消耗量。结果表明,飞行高度为30 km时,以Ma8及以下的速度飞行,采用0.005 kg/s的冷却剂注射量即可为本文采用的前缘模型提供有效的热防护。当飞行马赫数为6时,飞行高度从25 km变化到40 km过程中,0.005 kg/s的冷却剂注射量同样可以满足防热需求。图88幅,表11个,参考文献87篇。

关键词：高超声速飞行器发散冷却气膜冷却组合冷却冷却剂前缘外形主流参数

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