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31.
姜贵庆%张学军%王淑华%艾邦成%俞继军 《宇航材料工艺》2007,37(4):8-11
在分析尖化前缘热环境特性的基础上,给出了尖化前缘相应的热结构特性的计算和分析,分析结果表明:尖化前缘热流密度在2~3个自由程内下降到原来的1/3,而表面温度仅有10%的下降;高热导率的防热材料可降低前缘的最高表面温度,对非烧蚀热防护十分有利,它还可提高后部的表面温度,增加辐射散热的力度,这是非烧蚀热防护的重要机制. 相似文献
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高超声速低密度风洞红外热图技术初步研究 总被引:1,自引:0,他引:1
李明 《流体力学实验与测量》2003,17(4):51-55
为了对红外测热与热电偶测热进行比较研究,在马赫数M∞=12,驻点温度T0=650K,驻点压力P0=1630kPa的高超声速稀薄气流中,对一平板斜坡薄壁模型进行了试验,试验结果表明这二者所获得的模型表面热流率符合得较好。与此同时,对模型表面发射率的测量、模型物面坐标与热图象素坐标的对应关系也进行了初步探讨,重点提出了在大极角情况下对发射率进行修正的方法,即根据模型表面不同位置的法线,调整红外热像仅镜头轴线,使被测量区域的极角尽可能小,以保证发射率在此范围内为常数。 相似文献
35.
高超声速钝楔边界层转捩大涡模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
以五阶迎风和八阶对称格式混合差分格式求解三维可压缩滤波Navier-Stokes方程,对来流Mach数为6.0、半锥角5°的高超声速空间发展钝楔边界层转捩至完全湍流进行了大涡模拟。时间推进采用紧致存储三阶Runge-Kutta方法,亚格子尺度模型为Driest因子修正的Smagorinsky涡黏性模型。通过定常流场入口边界附近吹/吸引入不稳定扰动斜波的方法数值模拟得到了层流失稳转捩直至完全湍流的空间发展全过程。对扰动的线性、非线性增长以及湍流斑的形成和发展进行了分析,给出了转捩及完全湍流下的速度相关量统计并与实验、DNS结果进行了对比分析,计算结果与理论及实验吻合。 相似文献
36.
37.
先进跨声速风洞的设计技术 总被引:1,自引:0,他引:1
合理地设计当代跨声速风洞的稳定段,第二喉道,多喷嘴引射器,特殊的排气系统以及回流道等,对风洞获得低的噪声和低的湍流度,实现经济的增压运行、低的耗气量以及有效地控制和稳定试验段M数、降低风洞运转M数下限等都能起到显著的作用。 相似文献
38.
航空微机械——微机械用于边界层控制技术的研究 总被引:2,自引:0,他引:2
这篇报告介绍了Brite-EuRam航空微机械课题最近的发展。研究目的是应用微机电系统(MEMS)技术抑制飞机机翼上气流分离的可靠性。这个研究课题是由英国航空航天领导的并涉及到Dassauh航空、CNRS和Warwick大学、曼彻斯林、柏林(TUB)、曼特(UPM)Atheus(NTUA)、Laussanne(EPFL)和Tel-Aviv。这个“基础研究”项目是由CEC工业和材料技术研究所CNRS和合作工业联合基金支持的,经费支出大约26人年,1.5百万欧元三年时间。这个课题的目的在于评估利用MEMS技术改善紊流附面层进而推迟分离的可能性。课题进行了两种流场控制的概念研究,控制壁面附近气流方向上湍流结构(马蹄形涡和条纹),控制分离点下游附近的大尺寸横向涡的结构,运用大量的实验,数值模拟和控制系统模型等手段,验证了检测和作功的不同概念。MEMS系统的硬件是以体激励器和传感器的形式发展的。课题研究以在工业相关领域进行实验验证为目的。 相似文献
39.
涡流发生器研制及其对边界层的影响研究 总被引:11,自引:0,他引:11
本文主要介绍了涡流发生器的机理和用途,涡流发生器研制和使用的一些重要参数,并进行了分析和验证。通过风洞试验段侧壁边界层和马赫数分布测量及半模型试验,证明该涡流发生器的研制是成功的。在风洞试验段侧壁安装涡流发生器情况下,在马赫数0.4至0.9范围,使涡流发生器下游880mm处侧壁上的边界层约减薄了71%,而且对流场均匀度没有影响,并使半模试验有所改善。 相似文献
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