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为研究高空射流核心区的变化规律,分析了不同模拟马赫数/高度状态下高空射流核心区的物理本质和影响因素.通过理论分析和CFD计算确定了建立自由射流试验需满足的进排气条件,获得了亚声速下喷管出口的核心区角度、超声速下不同马赫数典型流态的临界压比及其随喷管设计马赫数的变化趋势,以及自由射流试验中压力和马赫数等参数的模拟偏差对核... 相似文献
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为了研究超声速进气道与发动机的匹配特性,改善推进系统的安装性能,结合准一维进气道流场计算方法和基于部件法的发动机总体性能仿真模型,发展了一种考虑进发匹配的超声速进气系统安装性能快速计算方法。该方法能够计算不同飞行条件和不同进气道工况下,超声速进气系统的性能和安装阻力。利用文献中的数据对本文的模型进行了校核,并以两斜一正外压式进气道为例,研究了亚声速飞行时的附加阻力和进气道的调节方法。与文献中数据对比表明,进气道总压恢复和流量系数误差小于1.4%,发动机安装推力计算结果误差小于9%。超声速进气道在亚声速巡航状态下由于发动机节流带来较大的附加阻力,而进气道调节可降低高马赫数下的溢流阻力并增加进气道的稳定裕度。 相似文献
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为了研究工作马赫数范围0~5的涡轮/冲压组合发动机进气道的工作特性,对一种内并联式涡轮基组合循环发动机(TBCC)变几何进气道进行了型面设计并对其二维流场进行了数值模拟。得到了进气道在各典型工作状态下的流场特征,在不采用附面层抽吸的条件下进气道在各典型飞行马赫数下均能正常起动。以设计巡航状态和过渡工作状态为例,分析了反压变化对进气道性能的影响,结果表明,进气道出口反压对进气道性能有重要影响,尤其是进气道在过渡工作状态时,两流道之间存在气动耦合效应。文中还给出了进气道气动参数随飞行条件变化的特性曲线,初步研究了影响进气道性能的主要因素,分析了该进气道在典型飞行工况下的气动性能。 相似文献
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碳氢燃料超燃冲压发动机进气道与燃烧室匹配性能试验研究 总被引:5,自引:0,他引:5
在模拟飞行马赫数Ma=6,高度25km条件的液体碳氢燃料超燃冲压发动机自由射流试验中,对比研究了4种不同进气道,不同燃烧室入口条件下模型发动机的点火与燃烧性能。试验结果表明几何内收缩比3的侧压式进气道的出口压强低而无法实现模型发动机的点火;进气道增加部分前体压缩,模型发动机则能够维持稳定燃烧,得到正推力;采用较高收缩比5.35的三维进气道的出口流场畸变程度较高,降低了隔离段抗反压的能力,会对燃烧性能产生很大影响,燃烧效率、发动机推力显著下降,甚至可能导致发动机熄火。不同长度的隔离段对比研究表明隔离段加长能够提高抗反压能力,有助于实现煤油分级燃烧,提高燃烧效率。 相似文献
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一种两侧布局的无隔道亚声速进气道流场特性 总被引:2,自引:0,他引:2
对一种两侧翼下布局的无人机无隔道亚声速进气道进行了气动设计和数值模拟研究,给出了该进气道的鼓包结构设计思想,得到了设计飞行马赫数下该进气道的工作特性.计算结果表明:在0°~8°范围内,攻角和侧滑角对进气道性能影响不大,在所有计算状态下,该进气道的总压恢复系数大于0.965,畸变指标小于0.253,满足发动机的工作要求.研究发现:无隔道亚声速进气道的鼓包表面存在相对于机身较高的压力分布,鼓包排除附面层的效果与机身形状、唇口、进口位置以及飞行姿态等有关,对两侧布局方案,鼓包头部不宜太尖,曲面机身有利于附面层的排移. 相似文献
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火箭基组合循环(RBCC)推进系统在引射模态时存在火箭发动机和冲压发动机的共同工作,为了分析引射模态时进气道的性能和流场特征,根据RBCC的特点,设计了一种RBCC用二元式进气道,采用数值模拟方法研究了不同飞行高度、马赫数和掺混段反压下火箭射流对进气道性能的影响。研究发现,火箭发动机的工作状态决定了火箭射流对进气道性能的影响:当火箭发动机工作在过膨胀状态时,火箭射流的引射抽吸作用明显提高了推进系统的抗反压能力,但并不改善进气道的起动能力;当火箭发动机工作在欠膨胀状态时,火箭射流的压力扰动会使进气道扩压段产生结尾激波,进气道性能随之改变。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2016,(5)
建立了自适应循环发动机与进气道的流量匹配数学模型,提出了一种可行的自适应循环发动机总体性能设计方法,并以此为基础对采用FLADE(Fan on Blade)的自适应循环发动机的设计参数选取和性能优化开展了研究。结果表明,自适应循环发动机性能设计,需综合考虑超声速进气道高空大飞行马赫数设计点和发动机地面静止起飞设计点的进发流量匹配需求;发动机设计点FLADE涵道比取值,应随着进气道设计马赫数及该飞行状态下冷却用气需求量的增加而增大。 相似文献
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阐述了FAS100氧分析仪在氮气微量氧分析中的应用,分别说明了FAS100仪器与其他氧分析仪的区别和该仪器的优点. 相似文献
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This article deals with time-averaged coolant diffusion equation in arbitrary, body-fitted coordinates. Schmidt number and Lewis number are used to obtain the mass diffusion coefficient. Other than the existing N-S solver, a new solver for the diffusion equation and the influences of cooling air on the thermal parameters, such as gas constant, constant-pressure specific heat, is established. Capable of simulating the flow of multi component fluid, this solver is used to simulate the flow in air-cooled two-stage turbines. The comparison of test results from the modified solver to those from the traditional N-S solver has evidenced that a marked difference present is in thermal parameters and flow field structure. 相似文献
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机器学习在湍流模型构建中的应用进展 总被引:1,自引:0,他引:1
借助于高性能计算机和数据共享平台的发展,研究者可以获取大量的高分辨率湍流计算数据。近年来,随着深度神经网络等人工智能技术的发展,数据驱动的机器学习方法也开始应用于湍流模型中不确定度的量化以及模型的改进和构建中。湍流大数据与人工智能相结合是湍流研究的一个新领域。研究者在取得一定成果的同时也面临着诸多困难和挑战,例如模型的泛化能力和鲁棒性等。模型构建过程包含了数据处理、特征选择以及模型框架的选取与优化等诸多方面,这些方面在不同程度上影响模型的性能。本文从机器学习在湍流建模过程中的实现方法和模型的不同作用两方面分析总结了目前主要的研究工作进展,并对这类问题面临的挑战和未来的研究展望进行了阐述。 相似文献
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研究了射频感性耦和等离子体(ICP)中悬浮电位在模式转化过程(E-H模式)的变化多样性。实验研究了射频功率在5W-1000W,气压在2Pa-50Pa的范围内,通过改变导电地面积、匹配网络、气压等参数,使用Z-Scan系统、电流电压探头以及静电探针进行测量的等离子体悬浮电位在模式转化过程中随功率变化的多种形式,同时给出了r型射频匹配网络的正负反馈区的区别,并对产生的多种现象进行了的理论解释。 相似文献
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本文将计算高超声速稀薄气流过渡领域中气动特性的局部方法,推广应用到连续介质中弹头型高超声速再入飞行器气动力特性的快速估算。由激波风洞中M_∞=9.9时,一个8°钝锥的气动力测量结果,导出这一实验条件下的领域系数,并以此来估算不同锥角、不同钝度比及不同外形弹头型再入飞行器的气动力和力矩系数,其结果与无粘数值解及实验结果作了比较,在攻角2°~14°范围内吻合得很好。局部方法可用于弹头型高超声速再入飞行器气动特性的快速预示。 相似文献
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针对射流柱在横向来流下的破碎过程,采用欧拉-拉格朗日模型对其进行了数值模拟。其中射流柱的一次雾化采用WAVE模型,颗粒的二次雾化采用KH-RT混合模型。计算得到的液滴颗粒平均直径在70μm左右,还得到了雾化场的喷雾结构、速度分布、索特尔直径分布,以及射流柱在不同来流速度下破碎过程等。同时通过采用不同二次破碎模型,分别将计算结果与试验结果进行对比,结果表明采用的KH-RT混合雾化模型在一定程度上能够更加真实地反映雾化过程,并较好地捕捉射流雾化特点。 相似文献
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依据JJF1059-1999<测量不确定度评定与表达>的原理和方法,分析了饮料中山梨酸的不确定度与影响不确定度的因素;计算出饮料中山梨酸测定值的相对扩展不确定度,HPLC测定饮料中山梨酸的相对扩展不确定度为2%. 相似文献
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李龙海 《中国民航学院学报》2006,24(2):61-64
针对天津航空旅客流失的情况,详细介绍了航空企业更为关注的流失旅客的流向情况,并对相应的流失原因作了总结和分析,对航空公司开辟航线、调整运量和提高服务具有一定的参考价值。 相似文献
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本文叙述了RMI原则的一些基本概念,例举了RMI原则在数学分析、线性代数、积分变换和概率论中的应用。 相似文献