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1.引言 机动弹头控制翼上的压力和热流分布是工程设计者十分关心的问题。由控制翼引起的激波将和粘性边界层发生干扰,特别是当控制翼折角大于同样来流条件下的起始分离角时,边界层将在翼前分离,并在翼面上再附,从而使翼上及附近的流动变得十分复杂。对层流二维分离流动,数值计算给出了符合实验的结果。对二维湍流分离流的 相似文献
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本文给出了低温烧蚀材料的高超声速风洞烧蚀实验研究的结果。模型外形是半锥角为9°的球锥体,头部半径为15毫米和25毫米,材料为蜂蜡和樟脑,实验条件是M_∞=6,α=0°、2°、6°和8°,Re_∞为(1.90~4.42)×10~7米~(-1)。实验结果表明:随着Re_∞的增加,可以获得层流、转捩和湍流烧蚀表面形态和端头烧蚀外形;证实了在实验过程的后期出现平衡外形,在平衡外形中存在角点;融熔型材料和升华型材料的烧蚀表面形态差别较大;有攻角和零攻角的烧蚀外形有较大差异。 相似文献
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针对类HTV-2控制翼诱导的局部层流分离开展了研究工作。结合实验结果,数值模拟了类HTV-2控制翼诱导的层流分离流动特性,发现其分离形态呈扁长尖形,分离区内存在一对反向对称旋涡,此类分离与矩形平板/三维楔诱导分离形式不同,前体形状对控制翼诱导层流分离具有重要影响。研究了类HTV-2控制翼诱导分离随偏转角的变化规律,受前体横流效应影响,控制翼前物面流动从两侧向中间聚拢,翼前逆压梯度增大,即使在5°小偏转角仍诱导分离,该现象与实验相符,较以往对典型矩形平板/三维楔层流分离初始分离角的认识不同。 相似文献
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大攻角时,绕尖前缘细长弹翼上的附面层从前缘分离而形成脱体涡,对于翼-身组合体,除了弹翼上产生脱体涡以外,在弹身背风面上的气流亦发生分离而形成脱体涡(如图1所示),在这些涡系的作用下,使弹翼或翼-身组合体的气动特性随攻角呈非线性变化。 相似文献
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本文描述了一个计算任意平面形状的机翼在无粘、亚音速、大攻角情况下的气动力数值方法,计算大攻角下气流分离时的定常非线性气动载荷。考虑翼面具有脱体涡分离,对旋涡强度和自由涡的位置进行松驰透代,取得收敛解。计算结果与实验数据很接近。 相似文献
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唐贵明 《气动实验与测量控制》1993,7(3):128-134
本文介绍一种适用于脉冲风洞中显示复杂流动的表面油滴技术及其实验结果。在实验时间为20至500ms的风洞中表面油滴技术能清晰地显示尖前缘翼诱导激波-边界层干扰流表面流谱的详细特征,其特征位置与用铂薄膜电阻温度计和液晶热图测量结果吻合。油流图像表明尖翼高超声速干扰流具有相似于超声速干扰流的锥形特性,大翼偏转角时,存在二次分离再附现象。实验结果证实了尖翼上游干扰角的高超声速相似特性。 相似文献
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组合体大迎角侧向气动特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文通过实验和理论分析,集中研究小展弦细长翼的翼身组合体的大迎角横向气动特性。研究表明,在大迎角定常非对称涡的范围内,由于翼身组合段对后柱体的边界层分离起遮蔽作用,大大削弱了非对称头涡在后柱体上诱导的侧力。实验证实,平置式翼身组合体的侧力要比单独体的侧力大;带两对弹翼的一般翼身组合体,它的侧力主要由前体以及弹翼组成,如果前体涡在弹翼上诱导的侧力与前体的侧力同向,则该侧力要比平置式布局“-О-”的侧力大得多。 相似文献
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利用前缘旋转控制边条翼外翼分离 总被引:1,自引:0,他引:1
边条翼在边条较小时中等迎角以上外翼就会出现分离,现提出用转动前缘表面来控制边条翼外翼分离。通过测力、油流和烟丝实验研究了转动前缘对机翼气动特性的影响。结果表明,在这种机翼上转动前缘对控制分离是有效的,升力增量最大可达30%。可以预期,转动前缘与边条的综合作用,机翼的分离特性将有较大的改善 相似文献
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前掠翼根部流动分离的控制 总被引:1,自引:1,他引:1
在风洞和水洞中研究了机翼根部修形、活动边条、固定边条、边条襟翼和链接边条在控制前掠翼根部流动分离方面的作用。分析了上述措施对机翼流动的干扰机理及其对气动性能的影响。研究结果表明,各种措施对控制前掠翼根部流动分离均有明显效果,可提高大迎角升阻特性,改善纵向力矩特性和配平能力。固定边条和边条襟翼还可改善中小迎角的升阻性能,链接边条和边条襟翼则可使失速性能提高。加鸭翼后上述气动收益更加明显。 相似文献
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等离子体气动激励抑制机翼失速分离的实验 总被引:1,自引:0,他引:1
进行了等离子体气动激励抑制机翼失速分离的风洞实验,研究了等离子体气动激励频率、电压、占空比和激励位置等对流动控制效果的影响.研究表明:在来流速度35m/s时,等离子体气动激励可以有效地抑制机翼大攻角下吸力面的流动分离,将机翼临界失速迎角由17°提高到19°;施加激励后,机翼最大升力系数提高了9.45%,阻力系数减小20.9%;激励频率在200Hz时,控制效果最好,对应的量纲一激励频率为1;迎角越大,流动分离越严重,需要更大的激励电压才能够有效抑制流动分离;最佳激励位置在流动分离起始点的前缘;在流动控制效果相当时,减小占空比可以降低能耗. 相似文献
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本文用Jameson的三维欧拉方程有限体积法、四步Runge-Kutta时间推进格式,计算机身和大后掠细长机翼的三维可压缩绕流。对钝头机身,用C-O型网格;尖头机身与大后掠细长机翼用H-O型网格。本文介绍钝头旋成体、带座舱前机身和三角翼绕流的计算结果,显示流场等值M线分布,计算压强系数分布与实验比较,以及三角翼大迎角分离涡等。由于用了隐式残值光顺等加速收敛措施,有效地减少推进步数,节省机时。 相似文献
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给出了前缘后掠65°、双弧形剖面的细长梯形翼背风面流动显示结果。实验Mach数为1.10,1.53,2.53,3.01和4.01,攻角范围为5°~25°。应用蒸汽屏、纹影和油流技术拍摄了空间和表面流型照片。蒸汽屏显示表明:在机翼背风面三角形区域的空间流型随法向攻角αN(在垂直于前缘的平面内流速与弦线间的夹角)和法向Mach数MaN(来流Mach数在垂直于前缘平面内的分量)变化,并可在αN和MaN为坐标的平面上划分出7种流型存在的区域。侧缘区有侧缘分离涡形成;后缘有尾涡拖出。从纹影照片与横截面上的蒸汽屏照片对照可获得机翼锥面激波位置随Mach数的变化;以及激波-诱导分离线位置随Mach数和攻角变化曲线。机翼表面油流谱显示出了主再附线、二次分离线、二次再附线和侧缘涡区。显示出的流型与其他有关实验和数值计算结果比较符合得很好 相似文献
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对小展弦比飞翼气动布局外形,通过常规测力风洞实验方法得到其纵向气动特性和偏航控制特性,在分析其气动特性后,选取典型的状态采用 PIV 实验方法对其流动机理进行研究,研究表明小展弦比飞翼在较小的迎角下即出现前缘分离涡,随着迎角的增大,前缘分离涡强度增大,且逐渐往机体对称面方向移动,随着迎角进一步增大,分离涡变得不稳定,涡核开始摆动,最终破裂,破裂位置从后缘开始,逐渐前移。对小展弦比飞翼气动布局飞机的控制难点偏航控制进行研究,结果表明该飞翼布局模型在实验迎角范围内偏航方向是静稳定的,在小迎角下具有可操纵性,迎角大于6°后嵌入面处于破裂的前缘涡尾迹之中,操纵性降低。 相似文献
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针对安装在大后掠角机翼上的涡流发生器控制流动分离的问题,采用雷诺平均纳维 斯托克斯 (RANS) 方程以及剪切应力传输 (SST) 湍流模型,通过搭接网格技术,对带有涡流发生器 (VG) 的大后掠角机翼进行数值模拟,分析VG的安装位置对大后掠角机翼边界层分离的控制机理及气动特性影响。研究发现VG的作用仅仅在其周边边界层内部区域,影响范围小,在弦线方向安装VG存在最佳布置位置。VG必须安装在靠近气流将要分离的高能量区域,才能有效的抑制气流分离,达到增升减阻的效果。 相似文献
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