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961.
为研究压缩拐角激波/边界层干扰问题,抓住可压缩流动中的密度变化特性,利用构造的可压缩Von Karman尺度,基于KDO(Kinetic Dependent Only)湍流模型,发展出可压缩湍流模型CKDO(Compressible Kinetic Dependent Only)。通过对8°,16°,20°和24°压缩拐角算例的数值模拟,测试了其对可压缩、激波/边界层干扰这一湍流难题的求解能力。计算结果表明,总体上CKDO模型对壁面压力和壁面摩擦阻力系数的捕捉能力优于其它模型,并且随着压缩拐角角度的增大,其描述该流动的能力更加突出。CKDO模型在24°压缩拐角处计算的分离区大小仅比实验大10%左右,明显比其它模型结果好。这表明CKDO模型在模拟激波/边界层干扰这一类流动中有较好的适用性。 相似文献
962.
为阐明1+1对转涡轮变工况性能损失的主要来源并提出改进方法,以1+1对转涡轮为例进行了部分载荷工况下的流场模拟、分析和优化。与相同设计参数的同转涡轮进行部分载荷工况流场对比,发现部分转速下同转涡轮在级间导叶吸力面前缘出现分离,而1+1对转涡轮在压力面前缘出现分离。针对此流动损失,为1+1对转涡轮级间导叶提出了一种基于分离角的压力面优化设计方法,提高了近前缘压力面的气流速度,增强了其对负攻角的适应性,基本消除了叶片14%、58%和92%叶高处压力面前缘的流动分离,在正攻角工况下亦保持了良好气动性能。数值验证了该涡轮的效率在全工况范围内明显提高,而设计点效率未受负面影响。其中,在对转涡轮70%和50%设计转速的两个工况点上,低压涡轮效率较优化前分别提升了1.5%和2.0%,涡轮总效率较优化前分别提升了0.5%和0.7%。 相似文献
963.
吸气式高超声速飞行器的机体与超燃冲压发动机高度耦合,使得一体化气动性能预测非常困难,但是能够开展一体化带动力试验的地面设备很少。中国空气动力研究与发展中心(CARDC)研制了一种氢氧燃烧加热高焓脉冲风洞,其有效试验时间大大超过长时间激波风洞,采用模型-天平一体化设计实现了在几百毫秒内进行高精度测力,重复性测力误差小于2%。结合数值计算进行了支架干扰、来流污染凝结、壁温等影响及试验数据修正研究。典型升力体高超声速飞行器气动/推进一体化试验结果表明:在燃烧加热脉冲设备的300 ~ 600ms有效试验时间内,能够有效获得飞行器的升力、阻力(推力)和力矩特性,试验数据与CFD计算结果基本吻合。 相似文献
964.
为了解决低轨双
星时差(Time difference of arrival, TDOA)、频差(Frequency difference of arrival,FDOA)定位精度低这一问题,提出了一种应用虚拟参考站(Virtual reference station,VRS)技术来实现对低轨双星TDOA/FDOA进行精密修正的方法。该方法利用合作辐射源在未知辐射
源附近建立一个物理上并不存在的虚拟参考站,然后再利用此虚拟参考站修正未知辐射源
的时频误差。通过仿真分析,VRS处虚拟时差构建误差比虚拟频差构建误差要小,并且VRS对
未知辐射源TDOA/FDOA系统误差的修正精度分别可以达到97%和95%。利用修正后
的时频差
对未知辐射源定位,其定位精度相对于未修正前有极大的提高。 相似文献
965.
高亚声速条件下机翼层流特性对雷诺数非常敏感,风洞试验雷诺数与飞行雷诺数有较大差异,需要对验证机风洞试验数据进行合理修正。针对验证机对雷诺数效应敏感的特点,首先总结并对比了基于经验公式和基于数值模拟的风洞试验气动力系数雷诺数效应修正方法的优缺点和适用性,并给出了风洞试验中伪雷诺数效应和模型差异等的影响,为验证机试验数据修正提供了思路。然后结合变雷诺数数值模拟对验证机气动特性进行雷诺数效应影响规律研究。最后使用基于变雷诺数数值模拟的试验数据修正方法将验证机高低速风洞试验结果由低雷诺数向高雷诺数修正。结果表明:变雷诺数数值模拟风洞试验数据修正方法对层流机翼验证机高低速风洞试验数据修正效果良好,为验证机精细设计提供数据支撑。 相似文献
966.
对航天器多普勒测速平均误差进行了分析,详细推导了圆轨道和椭圆轨道时该误差的计算公式,计算了不同采样周期和轨道高度时的误差大小。经过分析指出,该项误差对于高轨航天器影响较小,对于低轨航天器可以通过缩短采样周期或利用3个点或多个点的连续测量数据进行修正。 相似文献
967.
968.
969.
宽体客机航程远、巡航马赫数高,其气动设计对风洞试验数据精准度要求很高。通过完善中国空气动力研究与发展中心FL-26风洞试验数据修正技术和设备,对宽体客机高速风洞测力试验数据进行支撑/洞壁干扰、模型变形及流场畸变等系统修正,获取干净、可靠的风洞试验基准数据,为开展雷诺数、静气动弹性和动力影响等相关性修正奠定基础。研究表明:支撑干扰试验时,尾腔压力分布测量位置和假支杆长度伸入模型尾腔50 mm即可获得可靠的支撑干扰试验结果;在试验包线范围内,洞壁干扰对宽体客机模型升力、阻力和俯仰力矩系数影响较小;试验模型变形对宽体客机气动特性影响较为明显,马赫数0.85时模型变形后的升力线斜率减小0.005左右,焦点前移0.021 bA,需进行相关修正。 相似文献
970.