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本文利用边界层动量积分方程和平均流动能积分方程兼容计算了翼面的层流和湍流边界层流动。文中采用一种e~9型转捩判别公式预测翼面存在层流分离气泡情况的转捩位置。并引入对剪应力系数C_r的滞后方程以体现湍流中雷诺应力的历程效应。为避免在翼面流动分离时边界层方程的奇异,采用反解法计算。算例表明,计算与测量结果吻合良好。 相似文献
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叙述了雷诺数对战术导弹零升阻力的影响,并给出了适合战术导弹的零升阻力系数雷诺数效应修正方法,即变雷诺数试验外推修正方法及工程计算方法。修正结果表明,修正方法是可行的,变雷诺数试验外推法得到的修正量比工程计算得到的修正量更为合理,对于外形简单的战术导弹工程计算仍有较好的精确度。 相似文献
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通过对有压力梯度下的边界层进行研究,模拟低压涡轮叶片表面边界层的发展过程,并分析了叶片表面不同负荷分布形式情况下吸力面边界层特性对雷诺数的敏感程度。计算中,分别采用了三种典型的涡轮气动负荷分布形式:后加载、前加载、均匀加载等,并分别模拟了三种不同的雷诺数下的边界层发展情况。结果表明:在同一雷诺数情况下,不同负荷分布形式吸力面边界层发展呈现出明显差异;而不同负荷分布形式下叶片表面边界层特性对雷诺数的敏感程度也不一样,相对而言,均匀加载形式对雷诺数的敏感程度最小,更适应低雷诺数条件下工作。 相似文献
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细长锥小迎角气动特性的Re效应 总被引:1,自引:0,他引:1
本文介绍了 10°尖锥的气动特性在M =5、α在 0°附近的Re效应的研究成果。气动特性包括法向力系导数、俯仰力矩系导数、压力中心系数、前体轴向力系数、底部压力系数、俯仰阻尼导数、俯仰气动刚度导数、边界层转捩位置系数、转捩雷诺数、转捩诱导法向力中心系数、动 /静稳定性相关因子、气动滞后时间等 12个参数。研究成果表明 ,上述气动特性除前体轴向力系数外 ,Re效应是明显的 ,主要是边界层的不对称转捩影响 ,并有确定的规律性 相似文献
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利用带有先进转捩模型的数值模拟方法,对高低两种雷诺数下的跨声速压气机转子NASA Rotor67的内部流动进行了数值模拟.对比了不同雷诺数下叶片内部复杂三维流动,剖析了雷诺数影响风扇转子流动失稳的机制.研究发现:雷诺数降低使得叶片表面低能流体增多,径向迁移加剧,造成叶片顶部吸力面分离加剧;且雷诺数降低使得叶顶间隙泄漏流强度减弱,间隙泄漏流和主流相互作用造成的叶片顶部流场堵塞减弱.雷诺数通过上述两种作用影响压气机转子的失稳机制. 相似文献
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在飞机设计阶段,获得真实准确的气动特性数据对设计方案的改进和定型都十分重要。然而,当前在设计初期所采用的缩比模型风洞试验存在一定的局限性,预测的气动数据也难以同真实飞行情况下完全一致,雷诺数效应便是导致这种差异的最主要原因之一。采用CFD数值模拟方法针对特殊布局形式的层流机翼飞行验证平台低速起降和高速巡航构型分别在试验和飞行雷诺数下进行数值模拟分析。通过计算所得全机气动力系数与风洞试验数据的对比分析,验证了本文数值模拟结果的可靠性和准确性,同时也佐证了风洞试验数据的有效性。通过计算所得高、低速力系数,流场结果和高速层流区长度的对比,分析总结得到雷诺数效应对验证平台高低速气动特性、低速失速分离特性以及高速层流转捩特性的具体影响规律,并据此对低速和高速试验数据进行修正,为后期飞行试验的设计提供数据支撑。 相似文献
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为满足高超声速飞行器气动力雷诺数效应研究需求,在CARDC的Φ1米高超声速风洞中开展了变雷诺数试验技术研究.该项试验技术是利用Φ1米高超声速风洞采用高压下吹-真空抽吸驱动运行方式、风洞运行参数范围宽的特点,通过宽范围内调节风洞运行总压而大幅改变模拟雷诺数.研究采用了单点变雷诺数试验技术和连续变雷诺数试验技术两种手段来开展高超声速飞行器气动力雷诺数效应模拟.单点变雷诺数试验是通过一系列不同雷诺数条件、不同试验车次的试验结果,获得气动特性随雷诺数的变化规律;连续变雷诺数试验时,控制风洞总压从高到低连续变化,测量获取模型处于某一姿态角条件时气动力随雷诺数的变化规律.本文介绍了变雷诺数试验的风洞开车方式、试验及数据处理方法等,并开展了某升力体飞行器和某弹头模型雷诺数效应试验研究.研究结果表明:采用单点和连续变雷诺数试验技术相结合的方式,能较为完整、准确地获得飞行器模型气动力随雷诺数的变化规律. 相似文献
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本文利用自适应区域方法调节机翼后每个Trefftz平面上的计算域,使得尾涡对这个计算域边界的影响足够小,从而提高了计算的精度和时间。考虑到间断面的影响,在尾涡面上引入有旋项对流场进行计算。椭圆载荷机翼计算表明本文计算结果与经典Betz理论一致。用本文方法对某轰炸机进行了计算,计算结果已用于预计其实际飞行的尾涡面。 相似文献
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临近空间螺旋桨低雷诺数高效翼型数值分析 总被引:1,自引:0,他引:1
针对临近空间翼型边界层变厚更容易发生分离的特点,在修正了湍流模型后,通过分析比较13种低雷诺数翼型的升阻系数得到了比较适合用于临近空间螺旋桨叶素的高效翼型。结果显示,攻角在-6°~8°、8°~14°、14°~22°三种工况下,分别采用SST k-ω、RNG k-ε、Realizable k-ε湍流模型,可以得到与国外实验比较接近的合理结果;工况条件对翼型气动性能好坏的影响很大,翼型S-1223和FX63-137在所研究的工况内都具有较好的气动性能;因此可以选择这两种翼型作为临近空间螺旋桨用高效翼型。 相似文献
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通过模型表面测压和油流显示,对旋成体于50°迎角在临界雷诺数区域(0.13×106~0.81×106)的压力分布和侧向力特性随雷诺数变化的演化规律进行了研究,结果表明,随着Re数从亚临界增加至临界区域,模型表面的低位涡侧首先出现层流分离气泡成为转捩分离(Tr),而高位涡侧仍处于亚临界层流分离(L),非对称更为显著,侧向力较亚临界区有所增加;随着雷诺数进一步增加,高位涡侧才成为转捩分离,此时非对称流动逐渐演变成对称流动,压力分布呈对称的平台状,侧向力明显减小,因此,通过流动分离前的压力恢复值作为判则,根据旋成体两侧边界层分别处于L/Tr和Tr/Tr状态,可将临界雷诺数区域划分为临界起始发展区和临界区。最后据此判则讨论了旋成体绕流沿轴向多种流态共存的现象。 相似文献
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针对大海带东桥引桥断面和苏通长江公路大桥主梁断面,基于确定性涡方法进行静三分力系数及Strouhal数(St)雷诺数效应分析,采用粒子强度交换法(PSE)粘性扩散处理.和风洞试验值对比显示,数值计算结果有着合理的可信度.数值计算也显示雷诺数对这两种截面的静三分力系数及St影响不可以忽略;对苏通桥主梁断面在雷诺数在1×10~5和1×10~6范围时,St数受雷诺数影响很大,而这个范围内用试验的值来得到实桥的St数是非常困难的. 相似文献
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基于一种典型高超声速二元进气道,考察前缘钝度效应对进气道边界层转捩的影响,加工了四种半径为R=0.05mm,R=0.1mm ,R=0.2mm,R =0.25mm的前缘,在FD-07风洞中开展了自然转捩及人工转捩的风洞试验。试验中采用压缩拐角压力分布特征及进气道起动相结合的方法来估计边界层转捩位置,得出了进气道压缩面边界层转捩位置随前缘半径变化的规律。试验表明在来流条件下随前缘钝化半径增加,边界层转捩位置明显后移。针对R=0.25mm时进气道不起动的情况,基于 线性稳定性理论(LST)理论设计了人工转捩条带,通过试验成功实现了转捩。 相似文献
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本文首次提出新的用于分析跨声速无粘主流与边界层迭代过程稳定性的物理模型和数学模型,在局部冻结系数的意义下从理论上细致分析了主流采用跨声速流函数法,而边界层分别采用正模式、逆模式、半逆模式计算时主流与边界层迭代过程的稳定性和放大因子。指出上述这些迭代并不总收敛,并给出了使这一过程达到收敛应具备的条件,这对指导电子计算机上的数值试验有特别重要的意义。文中完成了4个典型算例,得到了与实验较为吻合的数值结果。 相似文献