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991.
按稳定尾旋的条件对飞机运动方程组作了简化,提出了一种计算图解法和尾旋中侧滑角计算式,并用于J-7飞机稳定尾旋特性研究和验证。 相似文献
992.
采用Lombard等人提出的CSCM(Conservative Supra-Characteristics Method)差分方法数值模拟二维收缩管道内波系干扰及激波边界层干扰等问题。所得结果同已往计算结果进行了比较。通过压力场和速度场的计算结果可看到Ma数对流场的影响。在Ma数较小时激波角较大,可看到激波经两次相交一次反射逐渐变弱的情况。Re数改变对流场也有明显影响,且给出由于激波干扰引起边界层分离的计算结果。最后还给出收缩管道内激波由正激波逐步形成斜激波的非定常过程。 相似文献
993.
本文以谐振运动非定常气动力计算理论为基础,采用偶极子格网技术进行数值计算、有理式拟合、Fourier积分和Duhamel积分等步骤,给出了飞行器任意运动和受任意大气扰动时完全非定常气动力的一种工程计算方法。该方法数学处理方便,得到的气动力表达式简单。算例结果表明:该完全非定常气动力计算方法可行,精度令人满意,具有工程实际意义。 相似文献
994.
本文将有限分析方法进一步推广到粘性可压缩紊流流场的数值研究, 在贴体座标网格上数值分析了单列和串列叶栅内粘性可压缩紊流流场。计算表明, 有限分析方法具有数值精度高, 稳定性好和收敛速度快等优点, 适于粘性可压缩紊流流场数值计算。 相似文献
995.
996.
997.
998.
本文给出了0~85°,特别是30~85°攻角下横截面形状由矩形过渡到圆形的S形进气扩压管道在自由射流吹风条件下抽气实验的结果。研究结果表明,随着进气攻角α增大,出口处总压损失系数η_σ,旋流系数SC_(60)增大,流量φ则不断减小;总压畸变指数DC_(60)的变化比较复杂,在0~60°攻角范围内,随攻角的增大而增加,在70°左右畸变指数值反而下降,然后在大攻角条件下畸变指数再度增加。因此在亚音速大攻角下考虑进气道与发动机相容性问题时,只考虑压力畸变是不够的,必须考虑影响发动机工作的旋流因索。本实验研究为高机动飞机进气道之设计及其性能之改进提供了参考依据。 相似文献
999.
对称翼型近场尾流及后缘边界层流动特性的试验研究 总被引:4,自引:1,他引:4
本文简述了用热线风速仪测量“NACA 63-012”对称翼型近场尾流及后缘边界层流动特性,讨论了流场的时均特性及雷诺应力等湍流量的分布特性,提出了无因次速度分布的半经验公式、相关参数及相关曲线解析式,并得出了几点重要结论。 相似文献
1000.
本把TEACH计算机程序推广到三维,用定常,绝热,不可压的时均三维N-S方程和连续方程,并运用紊流动能和紊流耗散率的微分输运方程封闭雷诺方程,模拟计算了非均匀来流稳定畸变流场。数值计算中除了对通用变量进行欠松驰,还对修正压力通过惯量进行了欠松驰,惯量取为压力修正方程中的系数|b|,保证了数值计算的稳定性和收敛性。在进口马赫数小于0.35时,流场畸变指数的计算值和试验值符合很好。 相似文献