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911.
为了探究狭缝斜肋的流动和换热特性,进一步挖掘传统斜肋的性能,采用数值模拟的方法,研究了五种不同位置和倾斜角度的狭缝对45°斜肋流动和换热特性的影响,计算的进口雷诺数为2×104~8×104,并与传统的实心肋进行了对比分析。结果表明,狭缝的存在显著改变了冷却通道的流动结构以及换热分布,降低了冷却通道的阻力损失,减小了通道整体的强化换热系数,但同时增加了肋片表面的强化换热系数,且狭缝的位置和倾斜角度的不同对通道性能也存在一定的影响。对比综合热效率,狭缝斜肋相比实心肋增加了约12%~15%。 相似文献
912.
为深入了解大规模分离区在进气道启动过程中的变化规律、影响因素及自持机理,针对简化的二维高超声速进气道加速启动过程进行了数值研究,对比了不同唇口角构型的启动性能、启动过程和分离区变化规律,分析了其中的流动机理。结果表明:(1)上壁面单侧压缩的二维进气道启动性能受唇口角影响显著,随着唇口角从0°增加到12°,启动马赫数呈现先减小后增加的趋势,4°时启动马赫数最小。(2)不同唇口角构型不启动状态都存在大规模分离区,分离区的前半部分接近一致,后半部分差异明显。(3)在加速启动过程中,分离区主要依靠分离激波在上壁面的反射激波维持自身的存在,不同的唇口角构型在相同来流马赫数下分离激波在上壁面的反射激波强度不同,这影响了分离区的自持能力,从而影响了启动性能。 相似文献
913.
在襟翼上表面填充多孔吸声材料,虽然缝道的噪声有所降低,但翼型升力系数也有较大损失。为了确定是否因多孔材料造成翼面粗糙度增加而降低了升力系数,也为了进一步确定数值模拟中粗糙表面简化模型的适用性,通过风洞试验和数值模拟进行研究。数值模拟采用沿流向三角形凸起模拟吸声材料的粗糙度,采用ANSYS-Fluent的二维模块、非结构网格和k-ωSST湍流模型进行计算。风洞试验在某NF-3低速翼型风洞中完成,采用等弦长的二维测压模型,光滑模型表面是通过在吸声材料上覆盖光滑薄膜实现的。结果表明:可以采用沿流向三角形凸起模拟吸声材料的粗糙度对升力特性的影响;吸声材料的粗糙度影响翼型的升力系数。因此,若通过吸声材料降低缝道流动噪声,需要进一步研究吸声性能好且表面比较光滑的材料/结构。 相似文献
914.
915.
翼型风洞试验阻力测量常使用尾迹流场测量积分求取阻力的方法,但各积分公式均建立在一定的假设基础上,有一定适用范围。在多段翼型流场N-S方程数值模拟和风洞试验的基础上,研究高升力情况下低速风洞阻力精确测量技术。通过N-S方程数值模拟求解多段翼型绕流场,分析尾迹流场的特点和常规风洞试验阻力计算公式推导时所作假设,提出新的更为准确的型阻计算公式;利用多段翼型绕流的数值模拟结果,积分表面压力和摩擦力求得翼型的气动特性,并利用计算得到的尾迹流场信息按照常规和新提出的风洞试验型阻计算公式计算阻力,将三者进行比较,检验提出的新型阻计算公式的准确性;通过风洞试验检验数值模拟得到的流场特点和新型阻计算公式。研究表明:在高升力条件下,传统型阻计算公式有很大的局限性,必须进行改进;提出的考虑尾迹区流动特点的新型阻计算公式能够得到更准确的阻力值。 相似文献
916.
917.
918.
大展弦比无尾飞翼布局飞机的结构振动往往与刚体运动耦合在一起,而传统的刚体模型不能反映飞机的结构弹性变形。现有研究多采用基于有限元法建立的模型,变量物理意义不明确,不利于控制系统设计。文章采用两根固定于质心的悬臂梁表征飞机的结构振动特性,基于Lagrange方程,为弹性飞翼飞机建立了刚/弹性耦合的纵向运动方程,并在配平点... 相似文献
919.
为探讨超燃冲压发动机隔离段内激波串受迫振荡区域壁面压力脉动特性,用非对称马赫数1.98的隔离段直连实验研究了低频周期性的脉动反压对隔离段内流动的影响.实验结果表明:隔离段能有效地隔离周期性反压脉动对上游未扰动流场的影响;反压脉动以第二特征波速向上游传播并影响了上游的壁面压力脉动,但在激波振荡区域,压力脉动主要受激波振荡的影响;厚附面层一侧的下壁面激波振荡区域内压力脉动前传时以指数规律衰减;薄附面层的上壁面激波振荡区域内压力脉动前传时却是波动的. 相似文献
920.