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集中涡法在计算旋成体大迎角气动特性中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
本文用集中涡法计算了尖头旋成体在大迎角时的气动特性。基于实验数据,选取了一组比较合适的自由积分参数,建立了初始分离角和雷诺数之间的经验关系式,从而在计算中较好地考虑了雷诺数的影响。马赫数的影响是通过Gthert法则进行修正予以考虑的。旋涡运动的微分方程组是用变步长的四阶龙格-库塔法来求解的。根据不同的积分位置分别选择三种不同的积分初始步长,以提高计算速度。本文对F_3A16和F3.5A7两种模型作了计算,计算结果和实验结果吻合得较好。 相似文献
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在跨音速气流中,卵柱体上将出现激波。同时,大迎角时卵柱体的背风面上将形成离体旋涡。这就构成了卵柱体上旋涡与激波发生作用的条件。实验和分析表明,卵柱体背风面上的激波对不对称的旋涡谱有很大的影响。当一对不对称旋涡通过激波后,两旋涡的不对称性减小,并且它们将向着离开物体的方向偏折。分析和实验结果是一致的。因此,可以认为,跨音速时旋涡与激波的作用是作用在卵柱体上的横侧气动力随M_α数增加而减小的主要原因。 相似文献
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本文回顾了低湍流度风洞的发展,简述了低湍流度风洞的必要性,并结合西工大低湍流度风洞的研制实践说明了低湍流度风洞设计中的几个关键问题。 相似文献
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简要地阐述了不同湍流度情况下某翼身组合体模型头部无粗糙带以及粘贴有两侧型粗糙带,40°,60°和70°“只”字型粗糙带等5 种状态的实验结果,并对实验结果进行了分析。实验的湍流度为:0.02% ,0.10% 和0.33% 。实验结果表明,不同的粗糙带对模型的气动特性有较大的影响。总的来说,上述几种粗糙带状态对气动特性的影响可以简单地分成两种类型,即“有影响型”和“无影响型”。研究还表明,湍流度对大攻角时气动特性的影响是不可忽视的,并且表现出十分复杂的特性。当湍流度自0.10% 变化到0.33% 时,湍流度对该翼身组合体模型气动特性的影响相对而言并不大。但当湍流度自0.02% 变化到0.10% 时,湍流度的影响则较大 相似文献
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边界层综合诊断技术研究 总被引:2,自引:0,他引:2
给出了对二元翼型模型和三元三角翼模型表面边界层转捩用表面热膜技术、红外热像仪技术和液晶显示技术在同一风洞中同时进行显示和测量并进行比较的结果。对二元NACA-0012翼型表面边界层转捩点位置测量,三种方法都给出了相吻合的结果。三元的60°三角翼模型经过多次实验,测量结果表明表面热膜技术能够给出三角翼模型表面边界层转捩位置的定量侧量结果。红外热像仪技术和液晶显示技术研究在应用时受到环境条件的影响,在合适的条件下也能给出模型表面边界层转捩位置的定量结果。 相似文献