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91.
应用蒸汽屏方法研究超声速X形鸭翼-弹身组合体涡迹发展。观察了起源于鸭翼后缘的四个翼涡在横截面上形成的“蛙跃”和上反角二翼涡与弹身一对对称脱体涡形成的“混合式蛙跃”现象。在临近蛙跃距离时,有不稳定特性发生。文中还给出了细长体理论计算的涡迹路径跟实验数据比较,结果表明:如果各个旋涡的初始位置和相对强度适合,这种数学模型可计算导弹上的各个旋涡路径,二者存在的差别,可能是由于计算未能模拟涡面和涡量耗散的缘故。为了有助于理解导弹的气动特性,用少量的离散涡计算涡迹路径,作为工程估算是适宜的。  相似文献   
92.
连接涡线端点形成涡段并计算其对空间任意点的影响系数是尾迹分析的基本环节,称为涡元技术。本文推出圆弧涡元与其应用程序,并引进抛物拱弧涡元,以代替传统的直涡元。提供的曲涡元程序可方便地用于尾迹分析,算例表明曲涡元在提高精度减少计算量方面的先进性。  相似文献   
93.
本文利用微分方程定性理论和分叉的基本概念,证明了在轴向逆压梯度时集中涡截面流态是一个附着螺旋点,且存在至少一个极限环。破裂截面上的流态对应于一个退化结点。由此推出破裂时有V_θ/r|_(r=o)=0。通过分析认为,涡破裂是由于涡轴上轴向逆压梯度的扰动自动放大造成的。  相似文献   
94.
研究网格对三角翼大迎角绕流特性数值模拟的影响.结果表明,网格的生成需要结合流动现象,对网格拓扑结构和网格点分布进行选择与搭配.C-H型网格适宜模拟尖前缘分离涡流态,法向网格在一定范围内应等距增长,沿流向逆压梯度较大的区域内适当增加网格点,尾迹区网格则应做上翘处理.Euler方程具有模拟三角翼旋涡及预测涡破裂特性的能力,但对二次涡等粘性引起的流动细节把握能力不足.利用层流假设的N-S方程,通过合适的网格,也可得到满意的计算结果,但对涡破裂后的强烈非定常湍流流动模拟能力不足.采用旋涡螺旋度可准确反映主涡与二次涡流动,描述旋涡的破裂现象.用轴向速度迅速减小并小于来流速度的点作为涡破裂判据似应更合理.  相似文献   
95.
魏祥庚  李江  陈剑  侯廉 《航空动力学报》2017,32(11):2737-2742
针对涡流阀变推力发动机变控制流供应角度方案,开展了发动机工作特性的数值模拟及实验研究。数值研究结果表明:采用变控制流供应角度可以很好地实现涡流阀变推力发动机的推力调节;涡流阀最大推力调节比超出加质发动机调节比26%;调节比随着控制流供应角度的减小而增大。实验结果表明:变控制流供应角度方案可行,验证了“气 气”调节的优越性。变控制流供应角度涡流阀固体变推力发动机为实现固体发动机推力调节提供了一种技术途径。   相似文献   
96.
为了揭示旋流周向位置对下游进口导叶(IGV)气动特性的影响机理,采用数值模拟方法计算并分析了进口旋流在多个不同周向位置处时旋流与通道内二次流的相互作用原理,进而重点分析了3个典型位置算例中的二次流动、涡系结构和熵增情况。研究表明:进口旋流与通道内固有二次流动之间的相互作用及黏性耗散是旋流所造成损失的主要原因;通道损失最大的工况不在旋流正对叶片头部时出现,而是在旋流靠近叶片头部近压力面一侧时产生;此外,旋流与通道涡相互作用,在进口旋流达到一定强度时会在叶片尾缘附近形成诱导涡。   相似文献   
97.
对PIO预测的A值及A准则的分析   总被引:1,自引:0,他引:1  
从应用的角度详细地介绍了国外预测PIO时使用A值及A准则的情况。进行了计算公式的推导,讨论了准则在推导过程中所采用的假设及其适用情况,重新整理和校核了计算步骤和算例,以便于推广使用。  相似文献   
98.
林华刚  闫云聚  李鹏博 《航空学报》2015,36(5):1530-1538
有限元法(FEM)适合低频分析,统计能量分析(SEA)方法适合高频分析,而一类较宽频带(中频段)的声振响应问题不适合单独用FEM或SEA方法解决。基于波动耦合的混合FE-SEA方法兼顾了FEM与SEA方法的优点,可预测中频段含一定不确定性的声振系统的稳态响应。本文阐释了混合FE-SEA方法的理论,分别通过典型结构的蒙特卡罗仿真与复杂系统的噪声试验两案例对该方法进行了验证,其中梁-板典型结构能量响应计算值与蒙特卡罗仿真值具有较好的一致性;复杂飞行器系统的振动响应与试验结果较为吻合,舱内噪声声压级(SPL)误差小于3dB,证明了混合FESEA方法的有效性,解决了FEM与SEA方法在中频复杂声振响应中的局限性这一问题。  相似文献   
99.
一般的热力计算软件很少计及凝相物质的相变过程,当燃烧产物温度接近某凝相物质的相变温度时,将出现迭代计算不收敛。根据能量守恒、喉部单位质量流量的流通面积最小和等熵关系,提出了凝相物质在燃烧室、喷喉和喷管出口处于相变过程的热力计算方法,并给出了算例。  相似文献   
100.
高超声速飞行器进气道等关键部件引起的激波与边界层相互作用将导致流动分离,从而改变当地压力分布与局部受热情况,影响飞行稳定性与飞行安全,因此需要对高超声速流动的分离现象进行细致研究。采用高精度5阶特征型WENO格式与3阶TVD型Runge-Kutta方法,求解三维Navier-Stokes方程,对立楔诱导的高超声速激波与边界层相互作用引起的分离流动流场结构进行了细致的数值模拟与分析。结果表明,5阶特征型WENO格式分辨率远高于类TVD格式;Ma=6时得到清晰的激波结构、分离涡结构及其演化过程和壁面极限流线的拓扑结构,证明了WENO格式应用于高超声速分离流动的可行性与高分辨率;对不同来流Mach数的对比证明Mach数的增大抑制流动分离,导致分离涡减小。  相似文献   
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