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81.
程克明 《南京航空航天大学学报》1992,(3)
本文研究了二元风洞侧壁抽气问题。文[1]曾考虑了抽气对风洞内无粘主流和有粘边界层的双重作用。本文研究则进一步包含了侧壁开孔率和开孔方向的影响,更为全面地描述了有侧壁抽气时风洞内的流动,并从理论上探讨了消除侧壁干扰的抽气控制问题。 相似文献
82.
通过抽吸模型周围的侧壁边界层,来研究二元风洞的侧壁干扰效应,试图用抽气理论和实验的方法,得到合理的侧壁抽气网板阻尼系数和抽气压力,以实现克服或减小侧壁边界层的干扰影响。在优化抽气状态下,理论和实验证明,抽气可使侧壁边界层扰动与抽气扰动近似相互抵消,明显改善了流场的二元性,使侧壁干扰显著减小,达到了基本上消除侧壁效应的目的。文中通过改变侧壁抽气量的方法,利用展向压力分布和油流谱的判断,对最佳抽气的可能性进行了探讨。 相似文献
83.
蛇形进气道地面工作状态附面层抽吸试验研究 总被引:5,自引:0,他引:5
对一种蛇形进气道开展了地面工作状态下的抽吸试验研究,结果表明,在该状态下进气道出口截面的总压恢复系数较低、流场畸变较大。为此,本文采用附面层抽吸技术对其进行了地面抽吸状态下的流场控制试验研究。研究结果表明:(1)地面工作状态下,随着出口马赫数的增加,蛇形进气道出口截面的总压恢复系数不断下降,而稳态周向畸变指数、紊流度和综合畸变指数均上升,稳态径向畸变指数变化不大。本研究的蛇形进气道在出口马赫数为0.45时,总压恢复系数为0.90,综合畸变指数为13.85%,总压恢复较低,畸变较大,超出了一般航空发动机的承受范围。(2)与原型方案的地面抽吸试验结果相比,采用附面层抽吸技术后,进气道出口截面的总压恢复系数得到了提高。在出口马赫数为0.45,相对抽吸量为0.043时总压恢复系数提高了2.6%。 相似文献
84.
抽吸位置对高超声速进气道起动性能的影响 总被引:9,自引:4,他引:5
对某典型二元高超声速进气道流场进行了二维数值模拟,研究了抽吸位置及抽吸流量对进气道性能的影响.结果表明:抽吸可以有效地改善进气道起动性能,但不同的抽吸位置改善效果不同.在内压段抽吸时,抽吸流量越大进气道的起动性能改善越明显;外压段抽吸可以有限地改善进气道的起动性能.抽吸孔布置在喉道前压力随马赫数变化较大的区域时,能够实现抽吸流量随来流马赫数的变化自动调节,更好地改善起动性能.对气动性能影响方面,外压段抽吸可以提高进气道的压缩效率,内压段和隔离段抽吸均使压缩效率变小. 相似文献
85.
带肋壁与出流孔内流通道中肋角度对流量系数的影响 总被引:19,自引:7,他引:12
在根据相似理论放大的模型上,测量了带肋壁与出流孔内流通道中沿主流流向分布的各出流孔的流量系数Cd。实验在内流通道进口雷诺数为40000~80000,通道总出流比为0.30~0.60的范围内进行,重点分析了肋角度、内流通道进口雷诺数Re和通道总出流比SR对Cd的影响规律。结果显示:在本实验的工况范围内,沿内流通道布置的各出流孔Cd的变化幅度不大,在中后部略有上升;在相同流动状况下,Cd随肋角度的增大而增大,在120°时达到最大值;通道进口雷诺数和通道总出流比对Cd的影响都不显著。 相似文献
86.
为了探究CST (形状函数变换技术)造型方法在涡轮叶片前缘修型中的应用效果,完善了CST方法在前缘型线重构中的实施细节,数值模拟了雷诺数对前缘修型前后叶型损失及边界层特性的影响,验证了CST前缘修型方法在新型高速飞行器低压涡轮中的实用性。结果显示:CST方法前缘修型可以消除HD叶型吸力侧前缘的压力峰和分离泡,从而使得高雷诺数条件下吸力侧分离诱导的边界层转捩现象延迟发生,叶型损失降低32%,拓展了低损失状态的雷诺数范围。吸力侧损失的降低在低雷诺数条件下主要来自于前缘附近的剪切层,而高雷诺数条件下主要来自于前缘剪切层和扩压段前的层流边界层。新型高速空天飞行器低压涡轮叶片采用CST前缘修型对提升效率是有效的,在设计点状态附近效率提高0.1%,而膨胀比较低的大负攻角状态下效率提升0.3%~0.5%,损失降低的位置主要集中在叶展中部压力侧边界层和根部的二次流区域。 相似文献
87.
以西北工业大学亚音轴流压气机实验台的孤立转子为研究对象,对其进行了单通道定常、非定常的全三维数值模拟,研究了轴流压气机近失速工况下转子叶尖流动特性。通过对比分析转子在最高效率工况和近失速工况下的定常模拟结果,发现在近失速工况下转子叶顶流线变得更加切向,来流攻角不断增大,最终导致失速的发生。非定常模拟指出,在失速先兆区转子叶顶出现了前缘溢流和尾缘回流的现象,这满足突尖型失速先兆出现的两个准则,所以压气机为突尖型失速。 相似文献
88.
89.
90.