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481.
自由剪切层中的三维不稳定性 总被引:1,自引:0,他引:1
本文是在文[1]的基础上研究自由剪切层中由Kelvin-Helmholtz不稳定波发展而形成的展向大涡结构的三维不稳定性。以大涡结构为基本流动,将稳定性分析归结为二维特征值问题,用pseudo spectral(伪谱)方法数值求解。研究发现:在没有亚谐波存在的情况下,大涡结构的最不稳定的扰动波是流向波长和其相同。展向波数较高,有对流特性的三维扰动波。它在剪切层中的发展与展向涡量的分布有关,大涡结构的涡核不稳定性和辫子不稳定性是流向涡形成的主要力学机制。本文还给出了不同雷诺数下三维扰动波增长率与展向波数的关系,这些结论与实验及数值模拟结果基本一致。 相似文献
482.
本文采用二维激光多普勒测速仪测量了二维非对称曲壁扩压器内的湍流分离再附流动。湍流边界层在强逆压梯度下于曲壁上分离,而后于后续的平直通道上再附。扩压器进口处的雷诺数为1.2×10~5,速度为25.2米/秒。在新定义的局部斜流线坐标下,给出了实验结果,并做了分析。实验结果表明:在瞬时分离点后的近壁反流中,雷诺剪应力为负值。采用最大雷诺剪应力为尺度,从分离至再附的流动过程,存在着雷诺剪应力的相似分布,同时Schofield-Perry速度分布在正向流动区成立。由雷诺剪应力相似分布及Schofield-Perry速度分布可假设一新的涡粘性湍流模型,其长度尺度来源于Schofield-Perry速度分布,其速度尺度由最大雷诺剪应力、自由流速度和Schofield-Perry速度尺度形成。 相似文献
483.
针对在固体火箭发动机液体喷射熄火研究中所用液体喷射实验装置,推导了液体射流速度,液滴运动与蒸发的控制方程组,并进行丁数值求解,研究了影响射流速度、液滴尺寸及其蒸发速率的因素。结果表明:液滴的初始速度和直径主要受喷射压降、液体表面张力和粘度的影响;影响液滴运动速度的因素有环境压强和温度;环境温度和液体的汽化潜热对液滴的蒸发速率有着重要的影响。上述结果对于合理设计满足固体火箭发动机熄火要求的液体喷射装置,选择合适的液体介质具有一定的指导意义。 相似文献
484.
485.
486.
487.
若采用移动支承位置的方法来调整转子支承系统的临界转速,则支承微移时转子支承系统临界转速的变化趋势对于制订具体的调整方案和预估可能的调整效果都具有重要的参考价值。本文导出了支承微移时系统临界转速的变化趋势的计算公式,利用该式仅需在系统临界转速与主模态分析结果的基础上附加少量的运算,即可给出支承微移时系统临界转速的变化趋势。根据这些变化趋势可以减少临界转速调整过程中的尝试次数,有效地节省工作量。 相似文献
488.
本文提出了两种近似估计稳态尾旋平衡点的方法。一种是通过忽略一些对稳态尾旋影响不大的参数,理论上得出了稳态尾旋时各量的近似值;另一种方法是通过计算机,运用最优化方法——DFP变尺度法,算出平衡点的值,从而大大缩短了尾旋运动的数字仿真时间,为改进尾旋的研究提供了方便。 相似文献
489.
W型无尾飞机基于前掠翼及翼身融合的一体化设计,取消了平尾和垂尾,可大幅降低雷达反射截面积,减轻结构重量;同时具有亚声速气动效率高、横航向操纵面效率高的优势。根据该构型的特点,配置设计了新型的多操纵面,并研究了其新的操纵机理。在此基础上,计算分析了这一新布局飞机特殊的三轴稳定特性,研究表明,W型无尾飞机的纵向阻尼不足,纵向短周期和长周期模态分别仅满足III级和II级飞行品质;横航向都是静不稳定的,动稳定性表征为滚转模态的发散和荷兰滚模态稳定,并分析了其可能的物理成因。最后研究了横航向静稳定性导数对W型无尾飞机横航向稳定边界的影响。研究方法和结果对于新布局飞机初步设计具有重要参考价值。 相似文献
490.