超声速双翼机—–一种可能的低声爆构型
发布时间：2021-04-18 18:04
超声速双翼机的概念由德国空气动力学家阿道夫·布兹曼于1935年提出。近年来,面对超声速运输机低声爆、低超声速巡航阻力的需求,超声速双翼机重新进入了航空科学家的视野。本文概述了典型超声速双翼机的工作机理,介绍了超声速双翼机应用所面对的基本问题——非设计点特性、三维问题等的研究进展。最后对超声速双翼机下一步需要重点研究的问题及其应用前景进行了展望。
【文章来源】：力学与实践. 2020,42(04)北大核心
【文章页数】：8 页
【部分图文】：
表面活化剂包覆液柱的几何示意图
根据上述边界条件，式(20)～式(21)和式(25)组成的一维动力学系统可以定解。在本文中采用差分方法对一维动力学系统进行数值求解，在空间方向采用二阶中心差分格式、在时间方向上采用四阶Runge–Kutta法。空间离散的网格宽度?ξ=1/1200，时间步长选择?τ=5×10-7。为了对模型和计算方法的正确性进行验证，首先对毛细管内无表面活化剂的甘油和水混合液滴的下落、变形及断裂过程进行了模拟，其中液滴表面无活化剂，毛细管道半径R*=1.375 mm，体积流量Q*=15 mL/min，结果如图2所示。数值模拟所得液滴外形与实验结果[31]基本吻合。这验证了本文所给出的液滴外形演化的数学模型以及相应数值求解方法的可靠性。3 结果分析
本小节中，参考文献[25]中的数据设置了相关无量纲参数，并在β∈[0,1.0]，Γ0∈[0,0.7]的范围内取值，对包覆液滴下落过程进行了模拟。图3给出了不同时刻表面活化剂包覆的液滴从毛细管形成和下落演化的过程，其中流动参数为Oh=0.294 1,Bo=0.550 0,Uf=0.304 0,P e=100，Γ0=0.1，β=0.3。在液滴形成(t=0)和下落的初始阶段(t=10.00)，随着液体从毛细管口不断流出，液滴的体积逐渐增大，并在表面张力作用下逐渐形成类半球形头部。当液滴体积继续增大并超过稳定液滴最大临界体积时[22]，液滴的中段半径略小于毛细管道出口半径形成颈部(t=15.00)，并在表面张力作用下开始快速收缩。液滴在继续下落的过程中，头部逐渐演化为近似球形。在液滴颈部即将发生断裂前(t=16.40)，由于液滴头部下落拉伸的作用，液滴颈部呈现为一段细长的圆柱形液桥，分别与毛细管下方锥形流体区域和液滴头部相连接。图4给出了液滴颈部断裂时刻，不同表面活化剂活性常数β对液滴下落高度以及液滴演化形状的影响规律，其中流动参数为：Oh=0.294 1,Bo=0.550 0,Uf=0.304 0,P e=100，Γ0=0.3。当β=0时，液滴自由面无表面活化剂存在，此时液滴自由面上表面张力系数为常数，即γ=1(见式(24))。从图4中可以明显看出，随着表面活化剂活性常数β逐渐增大，液滴颈部断裂时刻液滴下落的长度(极限长度)Lb呈单调增加的趋势。与此同时，液滴的外形也从近似球形逐渐变为卵形。这主要是由于液滴自由面上表面活化剂非均匀分布引起的Marangoni力所致[27]。
【参考文献】：
期刊论文
[1]基于Busemann双翼的三维高超声速机翼研究[J]. 刘姝含,朱战霞. 航空学报. 2018(06)
[2]高超声速可变形双翼气动特性[J]. 刘姝含,朱战霞. 航空学报. 2017(09)
[3]新型目标压力分布下的Licher双翼反设计方法研究[J]. 赵承熙,叶正寅,华如豪. 空气动力学学报. 2015(05)
[4]Busemann双翼流动壅塞及减阻数值模拟[J]. 朱宝柱,武洁,李伟杰,叶正寅. 现代应用物理. 2014(04)
[5]超声速双层翼翼型的阻力特性研究[J]. 李占科,张翔宇,冯晓强,张旭. 应用力学学报. 2014(04)
[6]布泽曼双翼及其壅塞问题研究[J]. 王昆仑,王正平. 航空计算技术. 2013(04)
[7]基于Busemann双翼构型的超音速导弹减阻技术研究[J]. 华如豪,叶正寅. 应用力学学报. 2012(05)
[8]微流控液滴技术:微液滴生成与操控[J]. 陈九生,蒋稼欢. 分析化学. 2012(08)
[9]基于液滴技术的微流控芯片实验室及其应用[J]. 肖志良,张博. 色谱. 2011(10)
[10]无强波构型理论发展现状研究[J]. 郭润兆. 航空工程进展. 2010(04)
硕士论文
[1]空心圆锥雾化喷嘴喷雾实验与数值研究[D]. 金春玉.上海交通大学 2007
本文编号：3145930
【文章来源】：力学与实践. 2020,42(04)北大核心
【文章页数】：8 页
【部分图文】：
表面活化剂包覆液柱的几何示意图
根据上述边界条件，式(20)～式(21)和式(25)组成的一维动力学系统可以定解。在本文中采用差分方法对一维动力学系统进行数值求解，在空间方向采用二阶中心差分格式、在时间方向上采用四阶Runge–Kutta法。空间离散的网格宽度?ξ=1/1200，时间步长选择?τ=5×10-7。为了对模型和计算方法的正确性进行验证，首先对毛细管内无表面活化剂的甘油和水混合液滴的下落、变形及断裂过程进行了模拟，其中液滴表面无活化剂，毛细管道半径R*=1.375 mm，体积流量Q*=15 mL/min，结果如图2所示。数值模拟所得液滴外形与实验结果[31]基本吻合。这验证了本文所给出的液滴外形演化的数学模型以及相应数值求解方法的可靠性。3 结果分析
本小节中，参考文献[25]中的数据设置了相关无量纲参数，并在β∈[0,1.0]，Γ0∈[0,0.7]的范围内取值，对包覆液滴下落过程进行了模拟。图3给出了不同时刻表面活化剂包覆的液滴从毛细管形成和下落演化的过程，其中流动参数为Oh=0.294 1,Bo=0.550 0,Uf=0.304 0,P e=100，Γ0=0.1，β=0.3。在液滴形成(t=0)和下落的初始阶段(t=10.00)，随着液体从毛细管口不断流出，液滴的体积逐渐增大，并在表面张力作用下逐渐形成类半球形头部。当液滴体积继续增大并超过稳定液滴最大临界体积时[22]，液滴的中段半径略小于毛细管道出口半径形成颈部(t=15.00)，并在表面张力作用下开始快速收缩。液滴在继续下落的过程中，头部逐渐演化为近似球形。在液滴颈部即将发生断裂前(t=16.40)，由于液滴头部下落拉伸的作用，液滴颈部呈现为一段细长的圆柱形液桥，分别与毛细管下方锥形流体区域和液滴头部相连接。图4给出了液滴颈部断裂时刻，不同表面活化剂活性常数β对液滴下落高度以及液滴演化形状的影响规律，其中流动参数为：Oh=0.294 1,Bo=0.550 0,Uf=0.304 0,P e=100，Γ0=0.3。当β=0时，液滴自由面无表面活化剂存在，此时液滴自由面上表面张力系数为常数，即γ=1(见式(24))。从图4中可以明显看出，随着表面活化剂活性常数β逐渐增大，液滴颈部断裂时刻液滴下落的长度(极限长度)Lb呈单调增加的趋势。与此同时，液滴的外形也从近似球形逐渐变为卵形。这主要是由于液滴自由面上表面活化剂非均匀分布引起的Marangoni力所致[27]。
【参考文献】：
期刊论文
[1]基于Busemann双翼的三维高超声速机翼研究[J]. 刘姝含,朱战霞. 航空学报. 2018(06)
[2]高超声速可变形双翼气动特性[J]. 刘姝含,朱战霞. 航空学报. 2017(09)
[3]新型目标压力分布下的Licher双翼反设计方法研究[J]. 赵承熙,叶正寅,华如豪. 空气动力学学报. 2015(05)
[4]Busemann双翼流动壅塞及减阻数值模拟[J]. 朱宝柱,武洁,李伟杰,叶正寅. 现代应用物理. 2014(04)
[5]超声速双层翼翼型的阻力特性研究[J]. 李占科,张翔宇,冯晓强,张旭. 应用力学学报. 2014(04)
[6]布泽曼双翼及其壅塞问题研究[J]. 王昆仑,王正平. 航空计算技术. 2013(04)
[7]基于Busemann双翼构型的超音速导弹减阻技术研究[J]. 华如豪,叶正寅. 应用力学学报. 2012(05)
[8]微流控液滴技术:微液滴生成与操控[J]. 陈九生,蒋稼欢. 分析化学. 2012(08)
[9]基于液滴技术的微流控芯片实验室及其应用[J]. 肖志良,张博. 色谱. 2011(10)
[10]无强波构型理论发展现状研究[J]. 郭润兆. 航空工程进展. 2010(04)
硕士论文
[1]空心圆锥雾化喷嘴喷雾实验与数值研究[D]. 金春玉.上海交通大学 2007
本文编号：3145930
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