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基于势流方程,采用涡格法和三维离散涡相结合,模拟具有升力面分离涡的大攻角弹冀、弹体、尾翼组合体绕流。该方法适用于高亚音速、小攻角或大攻角有翼飞行器的压力分布、法向力和压力中心等气动特性的数值计算,并具有显示三维涡流场的能力。 相似文献
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用数值模拟方法研究了椭圆细长体在大侧滑角、大攻角状态下的流动特性。数值模拟的出发方程为三维可压缩流的全N-S方程,数值格式为TVD格式。通过数值模拟,研究了椭圆截面细长体在M∞=2.5、侧滑角β=45°状态下,攻角从10° ̄35°范围内流场中的分离特征。 相似文献
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为了研究前弯跨声速压气机叶栅通道的三维流动状况,利用流迹显示技术,对不同攻角下的流动图谱进行了测量,并针对负攻角以及零攻角、正攻角工况提出了两种流动模型。研究表明,叶片表面层流的转捩形式与攻角无关,压力面均在前缘以旁路转捩形式完成转换,吸力面以层流分离泡形式完成分离转捩。在三维流动结构上,负攻角时流动较为简单,为前缘马蹄涡对、通道涡、吸力面尾缘处壁角涡构成的涡系结构;零攻角与正攻角时,还存在压力面前缘诱导角涡、压力面侧的通道诱导涡的涡系结构。此外,受吸力面尾缘集中脱落涡的影响,压力面尾缘出现了向前缘的回流,导致出现了鞍点三维分离特征线;且在压力面前缘诱导涡轴向流动的黏性与轴向逆压梯度作用下,压力面还出现了附着螺旋点与分离螺旋点的三维分离流动特征。 相似文献
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三维直叶栅非定常流动的并行计算研究 总被引:1,自引:0,他引:1
流动分离直接关系到压气机运行的安全性与效率,对分离流动的研究是叶轮机械真实流动研究中的一个重大课题。本文针对三维压气机单转子叶片中截面所构成的三维直叶栅跨音速分离流开发了通用数值计算程序,该程序基于B-L湍流模型及高精度差分方法。多种工况的数值计算显示本程序结果与实验值吻合比较理想,验证了程序的正确性。10°攻角下分离区脉动压力的频谱与实验结果的数量级吻合,说明本程序能够较好地模拟大攻角分离流这种非定常复杂流动。为了提高计算规模及计算速度,作者对程序进行了并行化并针对微机机群系统进行了并行优化。实际计算表明本程序具有较高的并行效率。 相似文献
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在分析飞机大攻角动态特性时必须考虑非线性空气动力影响,因为大攻角下的空气动力现象比较复杂,难以定量预测。近年来由于对飞行品质要求的提高及扩大飞行包线使用范围的需要,对大攻角的动态特性提出了更高的要求。本文简要介绍了大攻角动态特性、动导数研究方法,并就动导数对大攻角飞行特性的影响作了一些定性分析。 相似文献
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研究了基于鸟类仿生学设计的人工柔性锯齿形覆羽在平直机翼大攻角失速流动控制中的作用。实验在天津大学低速回流式低湍流度风洞中进行,以展长1.0 m、弦长300 mm的NACA0018平直机翼模型在15°攻角条件下产生的失速流动作为研究对象,基于弦长的雷诺数为Re=5.1×105。实验中,将柔性覆羽沿展向分别安装在机翼上翼面的不同位置处,利用单丝热线风速仪扫掠测量机翼尾流的速度信号,并与无控制工况的平均速度、脉动速度、功率谱密度等对比。实验结果显示:在20%c位置工况中,柔性覆羽装置吸收来流中的能量,随上翼面流动自适应振动;在80%c位置工况中,柔性覆羽处于准平衡位置,并伴随微小振动。两种工况的尾流区平均速度亏损恢复明显,同时前缘剪切层和尾缘剪切层中的湍流脉动均明显降低,两种工况均实现了流动失速的有效控制。进一步的功率谱密度和离散小波分析显示,柔性覆羽的自适应振动能有效地抑制剪切层中低频、大尺度结构(fc/U∞<1),并将其转化为高频、小尺度结构(fc/U∞≈3),增强了前缘剪切层和尾缘剪切层的相干性。该研究结论揭示了类... 相似文献
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介绍了复合材料CT检测、密度及微气孔含量三维测量的原理和方法,并利用在PC机上研制的软件,对断层扫描的图像数据进行三维重建、分析和测量,实验表明,CT检测对复合材料内部缺陷的检测具有很好的分辨率,三维重建能够很好地显示密度的空间分布情况,CT检测是目前最精确、有效的无损评价方法之一。 相似文献
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边界层方程消去奇性机理的分析与分离流的计算 总被引:3,自引:2,他引:1
本文对各种边界层反方法何以能消去Goldstein奇性的机理进行了详细分析,指出了它们都是为消去x(uy)0在分离点的不确定性和为其定值提供某种内在机制。文中还导出了三维粘性-无粘干扰模型的表达式。并将它同全三维边界层方程耦合求解,在一个后掠机翼上解出了攻角等于20°的大范围后部分离流场。 相似文献
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给出了从动量守恒方程出发计算三维分离流场中物面摩擦力场和基于摩擦线的物面拓扑图谱的新途径,并首次利用摩擦线得到了高超声速大攻角分离流场中飞船表面的拓扑图谱. 相似文献
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边条翼作俯仰运动时翼面吹气的作用 总被引:1,自引:0,他引:1
在3m低速风洞中通过测力与微丝显示方法,研究了在边条翼的边条和主翼上吹气对机翼作大攻角快速俯仰运动时空气动力特性的影响,同时还研究了在不同迎角下开始吹气的作用。结果表明,翼面吹气能有效提高机翼的非定常气动特性和缩小机翼的非定常气动特性迟滞回环,特别是在小迎角下开始吹气效果较好。 相似文献
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高灵敏度莫尔偏折法及其在激波风洞流场中的应用 总被引:2,自引:0,他引:2
本文介绍了一种具有高灵敏度的莫尔偏折法,从理论上分析了其工作和测量原理。并把这种方法用于高超声速激波风洞中流场的显示和测量,获得了几种特殊模型流场的清晰莫尔偏折图,定量计算了高超声速激波风洞中带有凸起物模型三维密度场的分布。 相似文献
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振动二元翼流动显示水洞试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文是用流场显示的方法研究各种形式的机械激励对二元机翼大攻角流场的影响。得到的试验结果表明,所采用的机械激励对大攻角失速分离流动有强的控制作用。它清楚地反映了过去风洞试验结果的物理本质,也为今后的非定常增升效应研究明确了方向。 相似文献
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在飞机大攻角气动力建模领域中,将已有的模型归纳为代数模型、积分模开和微分方程模型三类。文章给出了非线性气动力两种常用的代数模型-多项式模型和样条函数型;简要阐述了非常气动力积分模型的建立及其简化过程;重点综述了新近开发的微分方程模型,从有分离的的翼和有涡破裂的三角翼气动力模型形式推广出微分形式的飞机大攻角气动力模型。应用实例表明,积分模型和微分方程模型能够描述大攻角气动力的非定常增升和迟滞效应。 相似文献
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本文介绍了飞行器动态气动特性研究的几个问题,包括:大攻角动稳定性的提法;大攻角动稳定性风洞试验技术;大攻角非定常气动力的典型特性;和大攻角非定常气动力风洞试验技术等.这些问题关系到飞行器安全飞行包线和飞行器的机动性和可控制性,因而,在新一代先进飞行器的研制过程中越来越受到重视. 相似文献
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本文简述了大攻角气动特性预测和研究的发展,介绍了国外大攻角气动特性研究的一些成果和新动向。 相似文献