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作者提出的变比热正冲波改进解析解,延伸用于马赫数从3到7情况,求出过冲波后全部气动参数,按马赫数间隔为1列表给出。并附列定比热结果误差。同时提出了只取初温到终温平均比热的单比热比k_(12)近似解,平行列出结果及误差。 相似文献
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由于按强弱两波角接近的方法收敛精度不高,进一步导出直接求解变比热斜冲波接体最大尖劈角与最小马赫数的公式及解法,并用双精度计算机程序作出例题,得出由最大失劈角可反求出原给定马赫数为最小马赫数的满意结果。同时也给出相应定比热k=1.4结果的百分误差。 相似文献
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本文推导出不牵动总温的变比热正冲波解析解全套公式,并作了算例,说明改进解析解比原解析解合理、准确、而且简明迅速,所以是先进的。 相似文献
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鉴于原平行混合准确解牵动到物理过程一般并不经过的临界温度的比热值。在变比热情况容易带来不必要误差,文中推导了只动用总静温、并主要依靠静参数的全套改进解公式,从算例结果看出,原准确误差很小,但改进解不仅更为合理,而且是简明快捷的。所以是先进的。 相似文献
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在变比热平行混合计算中,一般多以近似等比热比k处理。变比热气动函数式的推导,提出了解此问题的有力工具。本文较详细地介绍了五k准确解及三k次准确解,证明次准确解足够近似,而定比热解则误差很大。 相似文献
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平行混合变比热改进解析解,合理、简明、快捷,定比热解误差大。在准确的改进解与定比热解之间,探索了几种简化的近似解,从中看出,冷、热、混三气各简化按其自身静温比热比k_T作计算的近似解,结果总的误差较小,可供参照取用。算例包括不等总压及等总压混合,并对等总压混合后总压降低作出初步分析。 相似文献
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以气流马赫数为自变量的新型变比热气动函数 总被引:2,自引:0,他引:2
本文给出了以马赫数为自变量的新型变比热气动函数,并对现有的求解变比热热力过程的五类方法,即热力学法、两种常规的和两种新型的变比热气动函数法进行了比较。研究结果表明,在这五类方法中,采用以马赫数为自变量的新型变比热气动函数最为简便。 相似文献
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文献[1]导出了以比热比k表示的变比热气动函数式,并根据焓值拟合式给出了解析解。文献[2]用以求解内外函混合。文献[3]给出以三个系数图解曲线为基础的仍是以速度系数为自变量的变比热气动函数式。文献[4]开展了以两个系数为基础的以马赫数Ma为自变量的变比热气动函数式,并都给了算例。本文试图以几个k组合数!来通连、系数于变比热气动函数式及其解析解,使实际应用更为方便。 相似文献
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针对典型超声速飞行器的头部外形,采用CFD数值模拟方法计算获得超声速飞行器头部测压点阵列的压力数据,设计了基于BP神经网络技术的求解算法和基于FPGA+DSP构架数字信号处理的解算机、飞行马赫数2.0~4.5的嵌入式大气数据传感系统实时解算方案。应用蒙特卡罗法分析测量总误差对算法模型的影响,并获得满足嵌入式大气数据传感系统设计目标要求的测量系统总误差。算法在解算机上完成1次计算所需时间1ms,完全可以满足嵌入式大气数据传感系统算法实时解算设计的要求。在1.2m×1.2m超声速风洞完成求解算法的实时解算试验,试验结果与风洞系统的测量结果基本吻合,系统在实时解算过程中未出现异常、能灵敏反映出来流参数变化、具有很好的鲁棒性和敏捷性。静压测量相对误差≤6.9%,马赫数测量误差0.1,迎角和侧滑角的测量误差均1°。最后还分析了试验误差影响因素,提出了试验改进的方法。 相似文献
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基于某高压涡轮模型,以各叶片排出口的气流角和马赫数径向分布为流场相似的评价标准,通过数值模拟的方法分析对比了几种常用的涡轮试验准则数对流场相似的影响,为涡轮试验提供参考。结果表明:未考虑比热比和考虑比热比的物理转速值相差15%以内,且流场差异很小;进口温度为450K时,保证比热比、折合转速、膨胀比相等可以很好地保证流场相似,而保证折合转速、膨胀比相等和保证折合转速、折合功率相等时,2级动叶出口马赫数与设计点差异最大,平均相对差异接近6%;温度越高,流场的相似性越好,且保证折合转速 折合功率要优于保证折合转速 膨胀比的方法;若无法保证比热比,进口温度至少需要800K才能使各叶片排马赫数相似差异在2.5%以内。 相似文献
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在忽略辐射误差的情况下,使用流固耦合传热数值模拟的方法预测了一种总温探头在不同工况下的速度误差和导热误差。结果表明:在马赫数为0.2~0.6的范围内,导热误差都保持在较小值;总误差的90%以上由速度误差贡献;最大测量误差为1.13 K,比结构A、结构B、结构C以及结构D分别低了331.6%、119.4%、61.6%以及59.5%;速度误差和导热误差存在互相影响的关系,存在最优解可使总误差最小;适用于等温来流和马赫数大于0.5的高速非等温来流的总温测量。最后探讨了热电偶节点位置对测量精度的影响,节点在从设计点远离支持体的过程中,测量误差遵循着先增大后减小的变化规律。 相似文献
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随着实际压气机压机压比不断增高,按定比热等熵指数k=1.4的算法,误差越来越大。文中按照给定或实验测定压比,初温,终温的命题,给出计算效率的正确变化比热算法,并控压比5至30分档作出算例,同时检验出,如简单地按初温冬温求k算效率误差很大,几乎与定比热法同一量级。工程中常年用定比热已久,如何给出简便校正方法。尚待研究。 相似文献
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由于按强弱两波角接近的方法收敛精度不高,进一步导出直接求解变出热斜冲波接体最大尖劈角与最小马赫数的公式及解法,并用双精度计算机程序作出例题,得出由最大尖壁角可反求出原给出原给定马赫数为最小马赫数的满意结果。同时也给出相应定比较k=1.4结果的百分误差。 相似文献
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超声压气机叶型设计方法 总被引:4,自引:0,他引:4
在设计超声叶型时,为使得叶栅进口马赫数和气流角等于给定值,提出一种新的叶型参数化方法。该方法以经典唯一进气角计算方法为基础,将超声叶栅的唯一进气角和叶型几何形状关联起来,由进口马赫数和气流角确定吸力面进口段叶型;根据喉部面积、前后缘小圆半径、最大挠度和最大厚度等特征参数确定其他部分叶型。用此参数化方法设计了6个超声叶型,并用Fluent对设计结果进行了验证。结果表明,来流马赫数及进气角的设计值与Fluent求解结果基本一致,进气角最大误差仅为0.7°,进口马赫数最大误差仅为0.01;并且实现了多激波增压和减小激波损失等效果。 相似文献