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161.
多区域多重网格法在直升机粒子分离器中的应用 总被引:4,自引:0,他引:4
首次将多区域多重网格法用在一般曲线坐标系下交错网格布局的 SIMPLEC算法中,在直升机粒子分离器这类独特结构中的成功应用,突破多重网格方法在多连通域中运用的局限性,使复杂问题变得简单。结果表明,它不仅能加快流场求解的收敛速度,而且还能提高计算精度。 相似文献
162.
利用边条涡抑制Y形进气道流场畸变 总被引:1,自引:0,他引:1
已用于飞机外流流场控制的边条涡技术被首次引入内流场的控制,抑制进气道出口流场畸变,改善进发匹配。针对某型飞机的 Y形进气道,有 3对边条涡片被加装在进气道内,与通常的涡流发生器不同的是,这些涡片被设计来控制整个进气道流场而不是仅仅改善局部的附面层。大量的实验结果证实,这种流场控制措施的改善效果显著,某型飞机的 Y形进气道在亚、跨和超声速等各种飞行速度,及不同攻角、侧滑角和开关放气门等飞行条件下,其出口流场畸变均减小,尤其是原流场畸变较大的情况下改善更加明显。 相似文献
163.
164.
165.
针对某高负荷双级风扇非设计转速裕度不足的问题,通过NUMECA三维(CFD)数值模拟软件,对比分析了可变弯度导叶(VIGV)前后可偏转调节对导叶气动性能的影响,以及导叶大角度范围内变弯度调节对提高风扇中低转速性能的作用。结果表明:可变弯度导叶偏转调节后的叶型实际弯角是影响导叶气动损失的重要因素之一;通过导叶前段适当变角度调节能减小导叶的实际弯角,推迟了导叶吸力面气流分离的出现,拓宽了变弯度导叶低损失可调角度范围;同时导叶适当的前后偏转调节能够降低导叶对缝隙位置的敏感性;此外前后可调变弯度导叶能够使高负荷风扇非设计工况实现更高的绝热效率,在90%转速、80%转速、70%转速和60%转速下的风扇绝热效率分别提高了2.04%、5.48%、6.18%和6.82%;且由于风扇喘振边界进一步远离风扇阀门线,使得风扇中低转速的稳定工作范围显著拓展。 相似文献
166.
167.
定几何混压式轴对称超声速进气道的稳定性实验 总被引:1,自引:0,他引:1
对一种定几何混压式轴对称超声速进气道的稳定性进行了风洞实验研究,得到了不同状态下进气道的纹影图片、沿程静压分布以及进气道性能随出口马赫数的变化曲线,并进行了分析。结果表明:在超临界工作范围内,随着反压提高结尾激波系前移,进气道出口马赫数下降,总压恢复系数升高,而流量系数保持不变。当工作马赫数大于封口马赫数时,本研究中的混压式进气道亚临界工作状态存在稳定状态,而当马赫数低于封口马赫数时,进气道亚临界状态不稳定。 相似文献
168.
进气道低速特性试验技术研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究多种进气形式进气道的低速稳、动态气动特性,采用引射器引射的方式,在FL 8低速风洞开展了进气道试验技术研究,研制出了进气道试验专用引射系统、流量测量与控制装置、模型支撑连接装置及大迎角试验设备,通过机翼下、腹部和翼根三种进气形式的进气道模型风洞试验对新研制的进气道试验设备和相关试验技术进行了验证。试验结果表明:在零速度和大迎角、大侧滑(α=60°,β=20°)低速来流下,利用多喷嘴引射器引射可以很好地实现各种进气道模型内流场的模拟,保证进气道工作线与发动机工作线相交。 相似文献
169.
一种S弯进气道的设计与实验研究 总被引:6,自引:2,他引:6
在导弹总体几何尺寸的严格限制下,通过特定中心线形状和沿程面积变化规律的控制,完成了一种大偏距短扩压的亚声速进气道的设计,设计中充分考虑了导弹的气动阻力特性。本文还进行了风洞实验研究,得到了进气道的性能参数、速度特性、攻角特性和侧滑角特性,结果表明该进气道具有良好的气动性能(总压恢复系数大于0.98)。进气道的出口总压图谱表明,前急后缓的中心线形状与前急后缓的面积变化规律的组合对出口总压的均匀分布不利。本研究为S弯进气道的设计和应用积累了经验,提供了实验依据。 相似文献
170.
何中伟 《南京航空航天大学学报》1988,(1)
本文着重研究起飞状态下二元超音速进气道进气口内气流流动的动态特性。实验结果表明,在唇口分离区再附着点下游的靠近唇口壁面和在几何喉道下游邻近的通道截面中部,各有一个强的气流总压脉动区,其最大紊流度达0.0825;而平均紊流度约为0.06。若对唇口内侧分离流采取有效的控制,紊流度峰值大大下降,平均紊流度由0.06降为0.032~0.031(在截面)。文中还就进气口内气流的总压信号与几何喉道附近气流的总压作了较为详细的相干分析。指出,在对唇口分离流采取有效措施之后,可以明显地改善其相干性。 相似文献