發(fā)布時間：2017-10-18 18:19

  本文關(guān)鍵詞：帶舵旋成體側(cè)向噴流流場特性分析

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【摘要】：針對帶舵旋成體外形,來流馬赫數(shù)為2.0,迎角為0°,10°和20°,噴口位于×字舵中間,首先開展了噴主流干擾流場的數(shù)值模擬與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)校驗(yàn),得到相符的噴口附近子午線壓力分布,驗(yàn)證了數(shù)值模擬方法的可行性;然后根據(jù)數(shù)值模擬得到的噴主流干擾流場結(jié)構(gòu)和流動參數(shù)分布,分析了噴主流干擾流場結(jié)構(gòu)隨迎角的變化特點(diǎn);最后從噴口附近旋成體和尾舵表面壓力分布的變化分析了噴主流干擾對氣動力/力矩放大因子的影響.研究結(jié)果表明:隨迎角增大,噴流前激波向噴口靠近,分離區(qū)減小,噴主流壓比增大,噴流穿透高度增大;氣動力/力矩放大因子均大于1.0,隨迎角增大,放大因子減小.噴口位于×字舵中間時,噴主流干擾對噴流直接力有增益作用;×字舵的存在減弱了噴流的包裹作用,對流場起到了有利干擾.
【作者單位】： 南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院;
【關(guān)鍵詞】： 流場特性 超聲速主流 側(cè)向噴流 風(fēng)洞實(shí)驗(yàn) 放大因子
【基金】：江蘇高校優(yōu)勢學(xué)科建設(shè)工程項(xiàng)目
【分類號】：V211
【正文快照】： 噴流控制技術(shù)在航空航天和軍事領(lǐng)域有著重要的應(yīng)用[1-5],當(dāng)飛行器作大幅度快速機(jī)動飛行時,傳統(tǒng)氣動控制面提供的控制力不足,控制面響應(yīng)時間有限,無法滿足高機(jī)動性要求,噴流控制技術(shù)能有效地解決這些問題.近二十年來,隨著高速高機(jī)動性飛行器發(fā)展的需要,噴流控制機(jī)理方面的研究

【相似文獻(xiàn)】

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本文編號：1056419