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302.
303.
本文应用数值计算的方法着重研究了跨声速翼型开孔壁的减阻效果。计算采用了边界层与位流相互作用的模型,藉以了解开孔壁对激波强度及结构的影响和对边界层控制的效果。通过对NACA0012翼型的计算表明,本文采用的自然吹吸的开孔模型能够显著地削弱激波的强度,改善激波的结构,但会使粘性损失增加。在马赫数较小时,翼型开孔后总阻力会增加,而在大马赫数时,开孔翼型的减阻效果才表现出来。这种趋势是与实验结果相吻合的。 相似文献
304.
实用外形亚跨超流场数值模拟研究 总被引:2,自引:4,他引:2
本文给出了实用外形亚跨超流场数值模拟若干新研究成果,包括实用的表面及空间网络生成技术,高效快速、稳定的流场求解方法,即LU分解方法、利用这套方法研制了实用程序,并对前机身、全机、前机身/进气道等实际问题,进行了较大规模的试算。试算结果与实验数据进行了比较,符合良好,为进一步开发工程上实用的软件打下了良好的基础。 相似文献
305.
跨声速风洞试验段低噪声壁板模型的声学试验 总被引:2,自引:0,他引:2
介绍了跨声速风洞试验段低噪声壁板模型的声学试验。实验结果表明:(1)斜孔所产生的边缘音是最主要的声源;(2)用加网和加隔片都是抑制边缘音的有效方法;(3)文献[1]介绍的低噪声壁板的方法具有实用性。 相似文献
306.
超燃冲压发动机一维稳态跨声速流动奇异初值问题的一个解法 总被引:1,自引:0,他引:1
超燃冲压发动机燃烧室一维稳态跨声速流动方程在临界声速点存在奇异初值问题,现有的基于L’Hospital法则的求解方法在原理上存在较大的初值误差,影响一维稳态跨声速计算的精度。为此,本文提出了一种基于变量代换的改进算法,通过定义新的流动变量W=-Ma^2+2Ma,构造出了非奇异的一维稳态跨声速流动方程。消除了微分方程的奇异性,有效的解决了一维稳态跨声速流动计算过程中存在的奇异初值问题。 相似文献
307.
308.
309.
本文对大后掠小展弦比细长机翼,由垂直于机翼纵轴的每一横流截面生成O型网格,从而形成对机翼流场的H-O型网格,用守恒型全位势方程,差分方法和隐式近似因式分解AF2迭代算法计算侧滑机翼的流场。 相似文献
310.
本文采用一种数值方法设计和分析跨声速翼型。几个算例表明,对于激波/边界层弱干扰和强干扰情形,该方法的结果与风洞实验值吻合良好。但是,当翼型表面出现分离时,两者的差别较大。 相似文献