为了明确非对称波瓣上外扩张角对涡扇发动机S弯二元喷管流场、流向涡涡量场、热混合效率、总压恢复系数和壁面最高温度的影响,采用基于Navier-Stokes(N-S)方程的三维数值模拟方法对不同非对称波瓣上外扩张角模型进行了定量研究,并得到了气动热力性能的影响规律。结果表明:非对称波瓣上外扩张角在5°~25°变化时,在波瓣尾缘处,流向涡的无量纲涡量随上外扩张角的增大而增大。在S弯二元喷管出口截面处,热混合效率随上外扩张角的增大而增大,总压恢复系数随上外扩张角的增大呈现出增大-减小-增大的趋势。S弯二元喷管的壁面最高温度随上外扩张角的增大先下降后升高  

www.wangaunjimuju.com,其中上外扩张角为10°壁面温度最低,约为426K。 冲压发动机的转级技术是各类超声速、高超声速飞行器研制所面临的一类技术难题。为了系统性地研究冲压发动机转级技术的研究现状,总结了冲压发动机在转级过程气动方案设计、进气道流动分析流动减阻特性-数控滚圆机滚弧机价格低电动滚圆机滚弧机多少钱、转级时序设计等方面所面临的关键技术问题,综述了国内外研究进展情况,在此基础上指出了当前在超燃冲压发动机转级技术研究、转级过程数值仿真、地面试验等方面存在的不足,对后续研究工作进行了展望。 针对二元高超声速进气道,探索了一种在Ma=4.0~6.0,弹性可调压缩面自适应无源控制的设计概念。采用流固耦合的计算方法,研究弹性变厚度压缩面随来流静压改变的变形和气动性能的变化规律。计算结果表明,与定几何进气道相比,这种新概念的自适应无源控制方法,可显著提升进气道在Ma=4.0~6.0的气动性能。在非设计点Ma=4.0和Ma=5.0下,流量系数可增加11.8%和14.6%,出口总压恢复系数也有所提升。由此证明,所提出的弹性压缩面自适应无源控制的概念在理论上是可行的,且有助于提高非设计点进气道性能。 为了明确射流表面减阻特性,基于气液两相流动原理,建立具有射流功能的气液两相流动减阻计算模型,采用数值计算方法,通过RNG k-ε湍流模型对射流表面不同射流方向角、以及不同气体射流速度情况下的流场进行数值模拟及实验验证,分析气体射流对壁面黏性阻力、减阻率及流场的影响,研究气体射流的气液两相的减阻特性。结果表明:气体射流表面能够减小壁面黏性阻力,具有较好的减阻效果;四种射流方向角下,射流表面减阻率均在气体射流速度为5m/s时达到极大值,并且当射流方向角在xoz平面为-30°时,减阻率最大,为7.18%;数值模拟的减阻率效果略高于实验结果;气体射流的气液两相流动对壁面边界层进行了有效控制,减小了壁面的黏性剪应力和雷诺应力,导致壁面的黏性阻力减小,使得射流表面具有减阻性能。 流动减阻特性-数控滚圆机滚弧机价格低电动滚圆机滚弧机多少钱   www.wangaunjimuju.com