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741.
为了提高对激波/边界层相互干扰的基本理解,采用大涡模拟(LES)对来流马赫数Ma=2.9,转角为24°的压缩拐角激波与湍流边界层相互干扰进行了研究。采用回收/调节方法作为入口湍流生成技术,并在超声速平板湍流边界层上进行了验证。采用涡识别方法和数值纹影图等流动显示方法,研究了干扰区内激波与边界层相互干扰的结构变化特征。通过对比分析湍动能和雷诺正应力在不同流向位置的分布规律,研究表明:经过激波干扰后湍动能主要集中在边界层的外层,并在拐角附近形成一个低湍动能区;雷诺正应力流向分量和法向分量在边界层内的分布呈现为单峰结构,而展向分量呈现为双峰结构。运用间歇因子对分离激波的大尺度流向运动进行研究,发现激波围绕着平均分离点作前后运动,运动的尺度等于进口湍流边界层厚度的72%。证实了拐角下游G?rtler流向涡对的存在,并对其展向分布和空间演化特性进行了详细研究。 相似文献
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针对飞行试验层流测试,开展基于红外热像的边界层转捩探测技术应用研究。分析了高空飞行条件对红外测试的影响因素,包括光路布局、蒙皮表面处理工艺、蒙皮加热等,有针对性地提出红外测试方案。在此基础上,以某民用飞机为试验平台,开展飞行演示验证试验,飞行海拔高度范围5km至7km,马赫数范围0.5至0.65。进行了有/无蒙皮加热、有/无太阳等状态的机翼表面热图采集,对比分析蒙皮加热、太阳辐射等因素对红外转捩探测信噪比的影响特性,通过多个架次试验观测分析机翼前缘污染对转捩的影响特性。为消除由前缘污染物诱发湍流楔等因素导致转捩位置误判,提出了一种基于统计分析的机翼转捩位置判定方法,提高了转捩探测结果的可靠性。本文提供了三组真实飞行条件下的边界层转捩位置数据,雷诺数达到1.5×107。演示验证飞行试验结果表明,通过蒙皮内部加热方式可有效提高红外热图信噪比,利用固定转捩方法验证探测结果,使用本文方法测得的转捩位置偏差量不超过弦长0.5%。 相似文献
743.
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745.
对高空舱整流网固定螺栓断裂原因进行了理论分析和数值计算,找出了故障原因,并提出了解决方案。某涡扇发动机数百小时的各飞行状态高空模拟试验证实,改造成功有效。 相似文献
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750.
针对LS—DRCMA(解扩重扩最小二乘算法),提出了一种采用FPGA+DSP结构实现的智能天线系统。根据LS—DRCMA算法对数值特性的要求和Xilinx公司的Virtex-4以及TI公司的TMS320C6416T硬件结构适合进行定点运算的特点,采用双FPGA+单DSP结构来实现整个算法,并详细阐述了软硬件的实现和优化。实验结果证明,该系统收敛速度快,扩展性能好。 相似文献