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991.
研究地效飞行器及其驮运负载飞行器巡航状态的气动特性,对大型地效飞行器的研发具有重要意义。采用求解N-S方程的有限体积法,分别针对地效飞行器巡航状态及其驮运负载飞行器巡航状态进行数值模拟分析。结果表明:综合考虑升阻比与阻力的大小,地效飞行器巡航状态机翼的最佳安装角为5.5°;综合考虑升阻比与巡航飞行的安全性、操纵性,地效飞行器巡航状态的最佳飞行高度为8 m;综合考虑巡航经济性以及从巡航状态过渡到分离状态的安全性与可靠性,两机驮运巡航状态下负载飞行器的最佳迎角为3°。 相似文献
992.
993.
随着当今飞行器飞行速度的提高,三维超声速内流道的设计需求日益增加。提出一种基于特征线追踪的气动反设计方法,以解决三维超声速粘性流场设计问题。为了验证特征线追踪方法的设计能力,将其应用于二维超声速喷管和三维方转圆流道设计中。结果表明,设计所得流道内部不存在集中的膨胀波和压缩波,获得了流动均匀的菱形试验区,出口处马赫数误差低于0.5%。特征线追踪方法能够直接设计超声速粘性流场,避免了传统的边界层修正技术引入的设计误差,实现了既能满足预设流场参数分布,又能保证入口和出口形状的三维异形截面超声速流道设计。 相似文献
994.
以超临界压力正癸烷为工质,在内径2mm的竖直圆管内进行了不同工况条件下的流动与换热不稳定性实验研究。实验发现两种原理的不稳定性现象。转捩型是由于流动状态由层流向湍流转变引起,多为随机的小幅震荡,约在Re=5000左右出现;物性型由准临界温度附近剧烈变化物性所致,具有较大振幅和固定周期,约8~15s。增强系统稳定性的方法主要包括提高进口流体温度、升高压力或者采用向下流动方式。实验还发现在振荡区间内存在稳定区间现象。 相似文献
995.
为了深入分析煤油燃料两相连续旋转爆震燃烧室的工作特性,采用富氧空气或氧气为氧化剂,通过试验得到爆震波的时域、频域特征,对两相连续旋转爆震燃烧室中爆震波的起爆过程和稳定后的传播过程进行研究。利用基于激光散射相位多普勒分析(PDA)技术对雾化流场进行了测量,得到喷注器出口不同平面处煤油液滴速度与直径的统计分布。试验结果表明当煤油流量为78g/s,氧气流量为224.0g/s,空气流量为72.5g/s,当量比为1.083时,燃烧室在单波模态下工作,爆震波传播频率为0.904k Hz,平均转速为649m/s。使用氧气作为氧化剂,当煤油流量为81.8g/s,氧气流量为231.8g/s,当量比为1.222时,燃烧室在双波模态下工作,爆震波传播频率为5.882k Hz,平均转速为1848m/s,传播过程中表现出很强的非定常性。在当量比为0.805~0.908的富氧工况下,随着氧化剂中含氧量的增加,爆震波的速度逐步增大,最终达到2440m/s;在当量比为1.057~1.220的富燃工况下,随含氧量的增加爆震波速度呈现线性增长的特征。 相似文献
996.
为研究高负荷压气机静叶根部流动状态,抽取该静叶根部叶型并模化成为平面叶栅进行吹风实验,冲角变化范围为-6°~+6°、进口马赫数变化范围为0.5~0.7。对叶栅出口截面气动参数进行了详细的测量,结果表明:非正冲角时叶展中部节距平均总压损失系数小于等于0.036,尾迹宽度和总压损失峰值随马赫数变化均不明显,正冲角时尾迹宽度和总压损失峰值急剧增加;端壁处的压力梯度随马赫数和冲角的增加而增加;0°冲角下随马赫数的增大,出口叶展中部截面二次流动能系数增加,二次流动得到加强,高能量损失区域增大并且尾迹略有变宽。 相似文献
997.
为验证国内某型民用飞机所用的格栅式反推装置设计方案是否满足适航标准,采用风洞试验对反推装置启动后指定速度区间范围内的反推效率、重吸入现象及其对静压测量的干扰进行了评估。试验结果表明:该套装置的反推效率在速度使用区间内能够维持在40%的水平以上,高于当前平均水平;通过监控温度场基本可以排除发生重吸入现象的可能性;反推气流会改变局部的流场及压力分布,但不会对静压测量造成明显干扰。此外,CFD仿真的结果与风洞试验的结论相互印证,再次验证了该反推装置设计方案的合理性。 相似文献
998.
999.
1000.