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相似文献
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1.
发射飞行器头部锥柱连接点后,随M∞的变化,存在分离和附着两种流动状态.本文通过数值模拟在跨声速零攻角得到了这两种流态;其后通过分析阐明了流动结构,并得到了计算结果的验证.  相似文献   

2.
分离流和涡运动横截面流态的拓扑   总被引:12,自引:5,他引:12  
为表片分离流和涡运动的空间特征,实验和计算多给出各横截面上流态。本文给出了横截面流态的拓扑规则,它们是:物体截面轮廓线上半奇点的分布规则;横截面流态奇点数的拓扑规则;Poincare指数判定表面纵向分离起始和终结的原则;物面坡度为正时,截面对称线上奇点数目的规则。  相似文献   

3.
为深入了解航空发动机折流燃烧室内部复杂流场结构,对一种带有离心甩油盘的单头部环形折流燃烧室冷热态流场进行大涡模拟。数值计算模拟了从启动状态到稳定燃烧状态的完整非稳态过程,获得了该燃烧室流量分配、压力损失等参数以及冷热态流场结构。数值计算结果表明:(1)冷热态下燃烧区流场结构分为主回流区和次回流区两部分,主回流区冷态时呈现多涡结构,热态时回流区形状受燃油射流影响呈现对称的双涡结构;(2)燃烧室中各涡团结构由各进气孔射流相互作用形成,涡团结构促进燃烧室内部的能量和质量交换;(3)热态时燃烧室前后涡流板周围存在两个稳定的点火源。  相似文献   

4.
后台阶流中自由旋涡的稳定性   总被引:3,自引:1,他引:2  
最近的实验表明用侧壁小孔抽吸可在后台阶流中捕捉到静止的分离旋涡。笔者将用理论证明,二维后台阶流中存在自由旋涡的驻定态位置,并且有中性的驻定态稳定性还进一步证明,用侧壁小孔抽吸,可使自由涡达到真正的记稳定。  相似文献   

5.
三个丁坝流态研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
利用流动显示和片光源技术对绕丁坝的流动结构在北航水槽中进行了研究。研究发现在丁坝的上游会形成马蹄涡,在丁坝的头部会形成卡门涡,按Re数的大小可以把绕丁坝的流态分成5类。实验表明丁坝的交角及丁坝的个数对丁坝的流态有重要影响。  相似文献   

6.
在南航非定常风洞中,运用动态测力、测压和流动显示技术,详细研究了非定常自由来流对静态三角翼气动特性的影响和三角翼背风面空间流场结构的变化.研究结果表明,在不同攻角下,随来流速度的脉动三角翼气动特性产生的变化不同.非定常自由来流对静态三角翼气动特性产生的影响,主要是由于来流风速的变化对三角翼上翼面的流动结构产生的影响所造成,特别是在静态失速攻角前后,这种影响最为明显,它使原先翼面上的破碎涡流变成了集中涡流.  相似文献   

7.
垂直于物面的横截面上流态的拓扑   总被引:4,自引:1,他引:3  
对于旋成体有迎角绕流,本文研究了垂直于物面的横截面上的流态结果。利用解析方法,给出了物面轮廓线上、迎风和背风对称线上以及全横截面上截面流线方程奇点的分布规律以及奇点沿流动方向的演变规律,从而可定性地确定截面流态的结构。通过求解NS方程数值模拟了钝锥有迎角高超声速绕流流场,计算获得的垂直于物面的横截面流线的拓扑结果和理论分析完全一致。  相似文献   

8.
为研究组合畸变对推进系统性能和稳定性的影响,设计了一种总压和对涡旋流组合畸变发生器。该组合畸变发生器利用畸变网生成总压畸变,利用攻角平板产生对涡旋流畸变,并可通过前后畸变网作用进一步增强对涡旋流强度。利用立体粒子图像测速(S-PIV)技术对3种畸变发生器构型的流场特征和畸变指标进行了测试分析,获取了测试截面流场高空间分辨率的时均值和脉动值特征。结果表明:畸变发生器可产生与S弯进气道出口相似的组合畸变形态;在马赫数为0.2,平板攻角为10°条件下,由攻角平板和前后畸变网共同作用产生的最大旋流角为23°;平板攻角减小时,对涡旋流强度降低,旋流稳定性和对称性降低;进气速度对旋流角的时均值和脉动量的影响较小。在畸变指标方面,提出表示最大和最小旋流角的旋流幅度指标以及周向角度位置指标,以弥补国际自动机工程师学会(SAE)旋流评估方法对小范围强旋流状态评估的不足。  相似文献   

9.
翼型大攻角绕流的数值模拟   总被引:1,自引:0,他引:1  
 以求解二维N-S方程数值模拟NACA0012翼型大攻角状态的可压绕流特性;N-S方程是在贴体坐标系中给出的,以代数方法生成C型网格系统。采用LU-ADI格式计算,为提高格式的稳定性在隐式和显式部分分别添加了2阶和4阶人工粘性项。应用BaldwinLomax湍流二层代数模型模拟了大攻角时前缘分离涡的形成,旋涡对流及其非定常现象。在某些Mach数和攻角下NACA0012翼型的湍流解具有周期性。通过比较,本文数值计算结果同实验及国外相应的数值计算结果基本吻合。  相似文献   

10.
基于当地流活塞理论推导了旋成体机身和任意外形三维机翼非定常气动力计算公式,结合CFD数值仿真,将当地流活塞理论推广用于复杂外形飞行器全机大攻角超声速颤振计算。以翼-身组合体面对称外形飞行器为例,进行带攻角的超声速颤振计算,并与非定常气动力采用CFD全数值仿真求解得到的颤振计算结果比较,验证了本文方法的正确性和效率。  相似文献   

11.
本文用数值方法研究了圆锥低超声速有攻角绕流的对称和非对称定常解,扰动响应以及在更大角时出现的准周期解问题。  相似文献   

12.
平头增阻再入体俯仰动态特性计算与流动机理分析   总被引:2,自引:1,他引:2  
采用自由振荡法数值模拟了一种平头增阻再入体的高超声速俯仰动态特性,沿用稳定性导数模型作为动态特性的指标,通过把稳定性导数视为攻角的函数来考虑非线性影响,并应用奇异分解线性最小二乘法辨识稳定性导数。对于本文研究对象,计算结果表明,平头外形在较高马赫数和小攻角范围内存在动不稳定现象,随着再入时马赫数的降低,动不稳定的攻角范围不断缩小,直至演化为动稳定的。文中对平头外形出现这种动态特性现象的空气动力学原因进行了分析,有必要作进一步的确证与研究。  相似文献   

13.
在亚临界流动范围内,对于带有鸭翼、机翼的翼身组合体,在其头尖部带有确定扰动的条件下,研究模型大迎角下的非对称背涡结构及其气动力特性随扰动周向角的演化规律。通过对模型表面的压力分布和侧向力分布分析,结合流场显示结果,表明翼身组合体绕流中鸭翼前各截面均处于非对称二涡区,头部截面侧向力分布随头尖部滚转而呈现出双稳态特性,鸭翼和机翼上方的流动在大迎角下处于完全分离流动状态,从而使得模型上鸭翼之后的截面侧向力接近为零。  相似文献   

14.
超声速高超声速球锥绕流的边界层稳定性特点初探   总被引:2,自引:0,他引:2  
本文对一个球锥组合体,在超声速来流及零迎角条件下,对其边界层的稳定性特点进行了分析并讨论了转捩预测问题。结果表明转捩总是最先出现在来流马赫数不太大,或来流雷诺数较高并且具有较大的周向速度或周向波数的情况下。  相似文献   

15.
低雷诺数下螺旋桨翼型非定常气动性能的比较   总被引:1,自引:0,他引:1  
为得到适用于平流层螺旋桨桨叶叶素的翼型,采用数值方法,通过改变气流速度和攻角,比较研究了低雷诺数下8种典型翼型的非定常气动性能.结果显示,大攻角工况下翼型容易发生流动分离现象,翼型吸力面的分离越严重,气动力的振荡幅度越大.通过比较不同攻角和不同速度下翼型的升阻比大小和气动稳定性得出,SD 8000 - PT翼型具有较高的升阻比和较稳定的气动力,适合作为螺旋桨的翼型.  相似文献   

16.
对小展弦比飞翼气动布局外形,通过常规测力风洞实验方法得到其纵向气动特性和偏航控制特性,在分析其气动特性后,选取典型的状态采用 PIV 实验方法对其流动机理进行研究,研究表明小展弦比飞翼在较小的迎角下即出现前缘分离涡,随着迎角的增大,前缘分离涡强度增大,且逐渐往机体对称面方向移动,随着迎角进一步增大,分离涡变得不稳定,涡核开始摆动,最终破裂,破裂位置从后缘开始,逐渐前移。对小展弦比飞翼气动布局飞机的控制难点偏航控制进行研究,结果表明该飞翼布局模型在实验迎角范围内偏航方向是静稳定的,在小迎角下具有可操纵性,迎角大于6°后嵌入面处于破裂的前缘涡尾迹之中,操纵性降低。  相似文献   

17.
《中国航空学报》2021,34(2):201-216
In this paper, the effects of twist angle variation on aerodynamic coefficients and flow field on the wing with wing smarting approach are studied using numerical simulation. The simulation was performed using incompressible Reynolds-Averaged Navier-Stokes (RANS) equations based on the two-equation k-ω Shear Stress Transport (SST) turbulent model for flow speed 30 m/s and a Reynolds number of 69000. Investigations have been carried out for several twist angles and at a specific range of angles of attack. The twist applied is the type of geometric twist (wash-out), which is linearly distributed along the span. The test case is a lambda-shaped tailless aircraft with a wing fracture on the trailing edge, and a sweep angle 56°. The results show that with increasing twist angle, the aerodynamic efficiency improves over a wide range of angles of attack, but at 0° angle of attack it will decrease significantly. By increasing the angle of attack, the effect of twist on the flow field and aerodynamic coefficients will gradually decrease; hence, at a certain amount of angle of attack, the effect of twist will stop, that angle is called the neutral brink angle. Longitudinal stability analysis shows that by growing the twist angle, the conditions required for longitudinal stability are satisfied, and the pitch-up phenomenon will be delayed.  相似文献   

18.
Swept wing is widely used in civil aircraft,whose airfoil is chosen,designed and optimized to increase the cruise speed and decrease the drag coefficient.The parameters of swept wing,such as sweep angle and angle of attack,are determined according to the cruise lift coefficient requirement,and the drag coefficient is expected to be predicted accurately,which involves the instability characteristics and transition position of the flow.The pressure coefficient of the RAE2822 wing with given constant lift coefficient is obtained by solving the three-dimensional Navier-Stokes equation numerically,and then the mean flow is calculated by solving the boundary layer(BL) equation with spectral method.The cross-flow instability characteristic of boundary layer of swept wing in the windward and leeward is analyzed by linear stability theory(LST),and the transition position is predicted by eNmethod.The drag coefficient is numerically predicted by introducing a laminar/turbulent indicator.A simple approach to calculate the lift coefficient of swept wing is proposed.It is found that there is a quantitative relationship between the angle of attack and sweep angle when the lift coefficient keeps constant;when the angle of attack is small,the flow on the leeward of the wing is stable.when the angle of attack is larger than 3°,the flow becomes unstable quickly;with the increase of sweep angle or angle of attack the disturbance on the windward becomes more unstable,leading to the moving forward of the transition position to the leading edge of the wing;the drag coefficient has two significant jumping growth due to the successive occurrence of transition in the windward and the leeward;the optimal range of sweep angle for civil aircraft is suggested.  相似文献   

19.
孟宣市  乔志德  高超  罗时钧  刘锋 《航空学报》2009,30(12):2295-2300
 对细长平板三角翼及其对称面上加低背鳍组合体在低速风洞进行了二维粒子图像测速(PIV)实验,三角翼后掠角为82.5°,背鳍当地高度与三角翼当地半展长的比值为0.6,实验迎角为30°,无侧滑角,基于三角翼根弦长的雷诺数为2.33×106。实验结果表明:单独细长平板三角翼分离涡流场对称、定常;加上背鳍后,组合体分离涡流场变得定常、非对称和非锥型。实验结果证实了低高度背鳍对细长平板三角翼分离涡的稳定性起着削弱和破坏的作用,初步验证了前人关于细长锥体分离涡的稳定性理论,并给出了30°迎角下分离涡失稳后的具体表现特性。  相似文献   

20.
在低湍流度风洞中针对45°后掠角NACA64A-204翼型模型,采用升华流动显示技术研究不同吸气量和不同迎角状态下混合层流控制(HLFC)对转捩位置的影响。结合热线方法测量流向速度研究扰动增长的机制。实验结果表明:萘升华流动显示技术适合用来研究HLFC方法对后掠翼转捩的影响,可以直观和准确地表示后掠翼上的转捩位置;在无吸气的情况下,随着迎角从-6°到2°增大,层流区长度先增大后减小;HLFC方法可以显著推迟由横流不稳定触发的转捩;在同一迎角下增加吸气量,可以更有效地减小主要扰动波的能量。  相似文献   

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