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411.
射流-横向流相互干涉下旋涡的形成与衰减 总被引:2,自引:0,他引:2
射流-横向流干涉流场中存在三种不同的涡运动:附着涡,尾迹涡和剪切涡。本文利用荧光丝和七孔探针作为流场观测手段,研究了干涉流场中涡的形成机理及其相互干扰。此外,文中还分析讨论了影响流向涡的发展和衰减的主要因素。 相似文献
412.
美国空军主管部门在“1985财年空军技术目标文件”中介绍了空军在导弹技术方面的研究重点: 1. 冲压发动机分部重点研究可变流管道火箭发动机和旋流燃烧液体燃料冲压发动机。管道火箭发动机技术可用于高机动性中程战术导弹。八十年代中期的技术是重点研究可变流燃气发生器,容积热值提高30%。此外,还着重研究了可烧蚀的诸盖和先进的喷管设计。这些技术可用于八十年代后期做发动机全尺寸自由射流试验。先进的战略导弹推进系统的主要技术仍然是旋流燃烧液体燃料冲压发动机,这种发动机大大提高了战略导弹机载(airborne)能力。 相似文献
413.
414.
高负荷压气机中的大尺度流动分离是导致其性能下降的主要原因,通过数值方法研究了扫频式射流控制角区分离、减小气动损失的效果,并以模型方程代替实际射流器,讨论了扫频式射流的基本控制参数对压气机叶栅流场控制效果及气动性能的影响。结果表明:扫频式射流使得流场呈现出稳定的周期性变化趋势,且存在一个扫频频率,使得超过该频率后的控制效果趋于稳定;合理选择扫频激励参数对实现流动分离的控制至关重要。在本文的方案中,采用较小的扫频射流角和射流流速能取得较好的控制效果,而更大的最大扫频摆角能强化这种控制效果,时均总压损失最大减小6.1%;扫频式射流能够在更大范围内提高吸力面边界层低能流体的动能,以更好地限制角区分离沿叶高方向发展,从而改善对角区分离的控制效果。 相似文献
415.
416.
本文采用X热线-冷线组合探头及全速度偏航角标定法,对非等温圆形射流中的脉动关联量以及脉动量的耗散规律进行了实测和分析。得到了Reynolds应力、脉动热通量和Prandtl数的分布。对耗散率的测量结果证实了由满足自模条件导出的Taylor微尺度和湍动能耗散率在中心线上的变化关系是成立的,并且推导了中心线上湍流温度耗散率的表达式。本文的研究还表明,以往模拟计算中,将脉动温度场的时间尺度与脉动速度场的时间尺度之比取为常数的假定是缺乏实验依据的。 相似文献
417.
418.
利用RNGk-ε湍流模型,求解二维N-S方程对开缝注入射流后的二元收敛-扩散喷管全流场进行了数值模拟,比较了单缝和双缝射流对喷管推力矢量的影响。研究表明:在固定射流总流量的前提下,较好的双缝射流方案在小落压比状态下得到的矢量效率要优于单缝射流方案;而在大落压比下单缝和双缝射流方案得到的矢量效率和推力系数基本相同;前后射流流量的分配对喷管矢量性能有着适度的影响,当将较多的流量分配在扩散段后缝处时,喷管可以获得更多的推力矢量。 相似文献
419.
420.
从三维薄层近似N S方程出发 ,采用高效ENO差分格式 ,对位于弹体中部两侧的双喷管发动机喷流与马赫数Ma∞ =0 7~ 0 9、攻角α =0°~ 10°飞行条件下弹体绕流形成的干扰流场进行了数值模拟。研究发现与无喷流情况相比较 ,引入喷流使升力和俯仰力矩增加 ,压心后移 ;在飞行攻角一定时 ,马赫数对飞行器气动力特性影响较小 ;有侧风干扰时 ,喷流增强了航向稳定性。对零攻角情况喷管安装和喷管出口不对称带来侧向力和偏航力矩也进行了研究。计算结果与飞行实验观测现象定性一致 相似文献