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11.
本文试验研究了一种可控环量帆翼,利用壁面切向喷流来移动帆翼圓尾缘分离点位置,可获得比普通帆翼更高的推力系数。文中介绍了展弦比为1的三维可控环量帆翼的试验研究。试验表明,这种可控环量帆翼在较小的喷流动量系数下,即可获得较大的升力增益。在喷流动量系数 C_μ=0.1时,零攻角升力系数已达0.9,在有攻角的情况下,升力系数最大可达2.2。同时,由于帆翼尾部壁面团向喷流的 Coanda 效应,这种可控环量帆翼的阻力亦较大。在喷流动量系数 C_μ=0.1时,零攻角阻力系数为0.3。文章对这种可控环量帆翼在船舶上的应用进行了讨论,并对其性能的进一步改进作了分析和探讨。 相似文献
12.
13.
为了探究不同外流马赫数条件下,流体振荡器出口振荡射流与外流耦合的流动特性,通过非定常仿真方法研究了流体振荡器入口条件为落压比(Nozzle pressure ratio,NPR)为1.5、3,外流马赫数分别为0、0.2、0.4、0.6、0.8时的三维瞬态流场,分析了外流对流体振荡器内部振荡特性的影响,以及流体振荡器出口振荡射流与外流相互作用时的下游空间流场特性。研究结果表明:NPR=1.5时,流体振荡器出口二喉道处均为亚声速,外流扰动会改变流体振荡器的内部振荡频率;NPR=3时,流体振荡器出口二喉道处存在声速截面,从而可有效隔离外流扰动。对于NPR=3,当外流Ma=0.2时,下游流场存在两对上下旋向相反的旋涡,上方为振荡射流所诱导的流向涡对,下方为马蹄涡对;当外流赫数大于0.4时,下游空间流场只存在一对流向旋涡,且旋涡可以有效排移截面中心处的低能流,使边界层的速度剖面更加饱满,形状因子变小;随着外流马赫数的增加,射流与外流的动量比减小,射流穿透深度减小,射流的展向影响范围也随之减小。 相似文献
14.
多体分离抛撒初条件与分离特征参数 总被引:3,自引:0,他引:3
多次风洞自由飞多体分离抛撒实验均证实了被抛撒物运动初条件对抛离成功与否有决定性影响;为此可采取"戴帽"措施;但数值计算结果与此相反,因而需深入开展研究,解决问题。常规形式的风洞测力方法,无法模拟各分离体之间很大的相对速度。分离过程中"特征时间"是很小的,因而风洞实验以及数值计算必须计及非常小的"特征时间"所反映的非定常气动力。多体分离的实践表明,至少在快速分离过程中运动动力学相似是必需的。 相似文献
15.
惩罚函数法计算燃烧产物的平衡组分 总被引:2,自引:0,他引:2
本文根据平衡状态下系统自由能量小的特点,提出了利用惩罚函数计算燃烧产物的平衡组分的新方法,该方法不用求导及解其相应的矩阵,也不存在浓度出现负值而需进行的转换,并且,由于采用了外点法,初始点不必满足质量平衡方程,利用该方法,本文对算例进行了计,结果非常满意,说明该方法是有效的。 相似文献
16.
本文在к-ε紊流模型下,采用罚有限元法对有限空间轴对称射流流场进行数值模拟。引用罚函数优化迎风格式和退化积分,建立有限元解法的数值矩阵,在不同截面上求得工,压力和紊流参数分布,计算结果与实验数据十分接近。本文研究结果可应用于火箭发动机的喷射设计和射流量论的研究。 相似文献
17.
18.
76°/40°双三角翼前缘涡破裂及其控制实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
流动显示结果表明,喷流能有效地推迟双三角翼前缘涡的破裂,且随着攻角的增大,前缘涡破裂位置逐渐推后,喷流极大地改善了大攻角情况下前缘涡的非对称破裂特性,能有效地克服可能出现的机翼的"摇滚"现象.另外,后缘喷流可以减弱乃至消除前缘涡混掺现象的发生,进而有利于飞行器的操纵. 相似文献
19.
面天线检测数据处理方法的探讨 总被引:9,自引:0,他引:9
对面天线检测数据处理方法作了一些有益的探讨。从获取被测物的三维坐标后到获取真正有用的信息这一过程需要经过坐标转换和表面误差计算两个步骤 ,其中坐标转换是关键。在坐标转换方面 ,文中提出了曲面自由拟合、公共点转换和CAD面型转换三种方法 ,阐述了这些方法的数学模型 ,并且用实测数据进行了验证计算。理论分析和实际计算两方面显示 :CAD面型转换法既不需要天线的曲面方程 ,也不需要有已知的公共点 ,结果准确、可靠 ,是一种理想的方法 ;如果没有天线的CAD面型 ,但却存在公共点时 ,公共点转换法也是较理想的方法 ,其结果与给定的公共点误差有关 ;如果既没有天线的CAD面型又无公共点或公共点误差很大时 ,只能采用曲面自由拟合法 ,该法准确度最高 ,但容易使天线面型产生错位现象 相似文献
20.