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针对航空发动机整机喷流噪声定位识别难题,开展了基于Clean-SC声源成像识别技术结合线形传声器阵列的航空发动机整机喷流噪声定位识别方法研究。以小涵道比涡扇发动机为对象进行了测试验证,获取了发动机整机喷流噪声的主要声源特性。该特性沿着发动机喷流轴线方向以及与发动机轴线呈一定角度的方向分布,不随发动机状态的变化而变化,且主要为1 000 Hz以下的低频声源。证明了本文方法的可行性,为后续航空发动机整机喷流噪声的声源定位研究奠定了基础,具有重要的工程应用价值。 相似文献
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超声速喷流问题是一个包含激波、旋涡、湍流和声波的多尺度复杂流动问题,其数值模拟方法及激波噪声产生机制是相关研究的长期热点和难点。本文简要回顾了超声速喷流激波噪声研究进展,重点介绍了针对激波噪声计算方法的非物理噪声消除技术和光滑因子设计准则,针对超声速喷流激波噪声研究设计的模型问题(包括旋涡–旋涡相互作用、激波–旋涡相互作用和激波–剪切层相互作用等),以及轴对称和三维超声速喷流的研究进展。本文还介绍了作者最近针对超声速喷流开展的三维直接数值模拟、实验验证工作和初步分析结果(包括轴对称模态定位、束缚波演化和摆动模态发展等)。 相似文献
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在实验或计算中,通常采用冷喷流(或某种程度上的等效气体喷流,或无反应多组分混合气体喷流)开展侧喷干扰研究,这种处理方法在具有轨迹控制发动机的未来先进飞行器的设计中可能会产生问题。简要回顾了侧喷干扰气体模型对力和力矩影响的实验和计算研究成果,针对满足实际应用需求的大喷流动量比情形,开展了冷喷流、无反应气体喷流和反应气体喷流计算模型对典型锥-柱-裙外形的力、力矩以及侧喷干扰区域内气动加热峰值影响的研究。结果表明:无喷流条件下,反应对力和力矩的影响非常微小;开启喷流后,3种气体模型的法向力差异约4%~15%,力矩差异大于20%。冷喷流不能用于预测侧喷干扰峰值热流,反应气体喷流干扰峰值热流计算结果比无反应混合气体高13%。满足应用需求的大喷流动量比侧喷干扰的力学特性和峰值热流分布,均需开展复现高温燃气效应的实验验证。 相似文献
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旋翼下洗和排气方向对直升机红外特征的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
采用数值模拟方法,对旋翼下洗作用下的热喷流流动特征进行了研究,分析了旋翼下洗速度和排气喷口方向等因素对直升机红外辐射特征的影响.结果表明:热喷流在不同的排气方向下受到旋翼下洗的影响存在较大的差异,当喷口向上排气时,热喷流在旋翼下洗作用下的偏转能够形成对后机身表面的撞击,致使后机身温度升高;喷口向上排气旋翼下洗速度为10m/s时的固体红外辐射强于无旋翼下洗情形,对于喷口斜向上45°排气和侧向排气,随着旋翼下洗速度的增加,红外辐射强度均呈现逐渐降低的趋势;喷口排气方向对直升机红外辐射强度空间分布的影响十分显著,喷口斜向上排气时在顶向和侧向的红外辐射强度基本相当,而喷口向上或侧向排气,在某些探测方位存在局部很高的红外辐射强度. 相似文献
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凹腔尺寸对迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统性能的影响 总被引:1,自引:1,他引:1
针对高超声速飞行器热防护系统(TPS)的设计,对迎风凹腔与逆向喷流组合热防护系统展开研究.在数值方法实验验证的基础上,通过求解Navier-Stokes方程得到了带组合热防护系统的鼻锥的流场结构以及壁面热流分布.验证了组合热防护系统的有效性.在逆向喷流条件不变的情况下,进一步研究了凹腔的尺寸变化对其防热能力的影响.研究发现:凹腔的直径越小,深度越深,气动加热值越低.自由来流与逆向喷流形成的回流区在减少鼻锥的气动加热上起到关键的作用.相对于凹腔深度的变化,鼻锥壁面的气动加热更敏感于凹腔直径的变化. 相似文献
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稀薄过渡流区横向喷流干扰效应数值模拟研究 总被引:3,自引:0,他引:3
为了准确预测稀薄过渡流区横向喷流与稀薄大气的干扰流动特征,本文在建立直角与表面非结构网格混合结构的DSMC数值算法以及碰撞网格自适应算法基础上,提出基于MPI的静态随机负载平衡技术,构建了DSMC并行计算代码。计算的不同压力比条件下三维平板模型横向喷流与稀薄大气干扰的分离长度与低密度风洞试验有较好的一致性,验证了本文算法的可靠性。开展了细长钝双锥外形高超声速稀薄来流与超声速/高超声速横向喷流干扰效应的研究,计算分析了不同飞行高度、不同飞行速度、不同飞行攻角、不同喷流推力下复杂流场结构和对气动力特性的影响规律。考察了RCS喷管出口参数不同(均匀/非均匀)对喷口附近分离涡和分离长度的影响。 相似文献