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51.
52.
53.
六种常规弹体在两种细长比下头部和尾部形状时CN,Xcp的影响进行实验研究,实验名义Mach数为4.0,4.5,5.0和6.0,a=0°~6°(或0°~8°)。获得了一些对高超声速飞行器研制有实用价值的结果。 相似文献
54.
本文给出M_∞=7.8和6.72,Re=3.5×10 ̄7/m和5.4×10 ̄7/m气流绕迎角为20°、30°和35°尖前缘翼运动时,平板锥型干扰区的壁面压力和热流率分布。结果表明:(1)平板锥型干扰区的特征几何尺度与无粘激波角β_0和翼迎角α相关,而壁面压力和热流率的峰值与法向马赫数M_n相关。(2)翼面压力和热流率分布由于受拐角涡影响,前者在翼根部呈波谷状,而后者呈波峰状,影响尺度与翼前缘处来流边界层厚度有关。 相似文献
55.
高速铁路隧道初始压缩波一维流动模型的数值分析方法 总被引:2,自引:0,他引:2
基于隧道内空气流通截面是时间和距离的二元函数条件与一维流动理论,提出了高速列车驶入设有缓冲结构隧道端口时产生初始压缩波的数值分析方法。一维流动理论采用考虑摩擦、传热以及空气质交换等因素的一维可压缩非定常不等熵流动模型。数值分析方法采用广义黎曼变量特征线法。与国外有关未设缓冲结构、开孔型与未开孔型缓冲结构的隧道端口三种情况的现车试验结果进行了比较,表明本文所建方法正确、合理,能够模拟计算多种类型缓冲结构条件下的压缩波波动规律。 相似文献
56.
用铂膜电阻温度计测量了前向台阶诱导激波与湍流边界层相互作用流场中的表面热流率脉动。试验条件是:自由流马赫数为7.8,单位长度雷诺数为3.5×10~7米~(-1)。给出相互作用区平均热流率和脉动热流率分布。结果表明:在激波诱导的高超音速湍流分离流中,激波结构是不稳定的,产生一个间歇区域。在间歇区中,表面平均热流率由未扰动湍流边界层的热流信号和低频高幅热流脉动迭加而成,出现一个极大值。相互作用愈强,愈大,间歇区域愈长。 相似文献
57.
机动飞行器中等攻角高超声速无粘绕流数值模拟 总被引:1,自引:2,他引:1
本文采用NND差分格式,利用推进-迭代方法,数值模拟了机动飞行器的中等攻角高超声速无粘绕流流场,发展了一种适用于处理中等攻下背风面流场的技术,大量计算表明,结果准确、可靠。气动力力系数和壁面压力分布与实验数据一致,流场波系结构模拟正确。 相似文献
58.
有限平板绕流Monte—Carlo方法仿真 总被引:1,自引:0,他引:1
本文采用直接仿真Monte-Carlo方法求解有限长平板绕流等问题。本方法是通过计算机跟踪仿真分子的运动来实现数值模拟的。仿真分子间的碰撞计算由统计抽样确定。碰撞模型分别选用了硬球分子模型和负幂律分子模型。仿真分子与固壁作用采用由完全扩散反射和镜面反射按比例混合组成的模型。为了检验方法的可靠性,还计算了激波结构和Rayleigh问题等一维流动,二维计算采用同步并行程序。数值结果表明直接仿真Monte-Carlo方法能够较好地模拟稀薄气体力学中的一些问题。对于二维计算,所花费的机时和所需的内存均在国内机器所允许的范围内。 相似文献
59.
再入飞行器高超声速绕流的一步和二步有限元计算 总被引:1,自引:0,他引:1
本文针对再入飞行器的空气动力问题,采用一步和二步有限元格式求解可缩守恒型Euler方程,并结合不同的人工粘性模型来捕捉激波,给出了高超声速二维钝头绕流的结果。 相似文献
60.
本文探讨了轴对称紊流发生器总压畸变流场的不稳定性,根据流场低压区的时钟位置和大小是否随时间而变化,可分为稳定型和非稳定型两种.对于稳定场,畸变指数测量的重复性较好,非稳定场则较差.文中还介绍了一种简单而有效的流场模拟调节方法. 相似文献