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421.
新型人工转捩技术及风洞试验验证 总被引:1,自引:0,他引:1
给出了一种新型分布型人工转捩粗糙元设计技术,该技术解决了传统人工转捩方法在跨声速风洞试验中存在的效率低、可靠性和重复性差等问题。通过理论研究确定了该转捩技术的形式,包括粗糙元形状、高度和排列方式等技术参数以及针对不同模型的设计方案;同时对翼型模型(NACA0012)和全机模型(GBM-01或AGARD-B标模)在不同马赫数和迎角下分别进行了测压和测力风洞试验,借助升华法,对人工转捩技术的边界层转捩效果进行了验证研究。结果表明:在不同模型上使用不同的设计方案,该转捩技术可以得到可靠的固定转捩效果,并获得具有大气飞行中高雷诺数特点的气动力结果。 相似文献
422.
为了了解涡轮导叶吸力面在跨声速条件下的换热特性,采用数值模拟的方法,分析了出口马赫数对平面叶栅内流场与换热特性的影响,以及气膜出流对吸力面气膜冷却特性的影响。结果表明,跨声速条件下,斜激波导致的逆压梯度导致了吸力面层流边界层分离和转捩;亚声速条件下,吹风比从0.5增大至1.5时,转捩位置前移了约0.1倍弦长;跨声速条件的转捩位置随吹风比增大未发生变化,但是边界层分离现象被抑制,分离泡的尺寸明显变小。在吸力面小吹风比更容易获得更高的冷却效率;边界层的分离导致冷效率分布不同于亚声速条件,在分离区冷却效率迅速降低,在吹风比0.75时降低约50%。 相似文献
423.
424.
425.
为进一步提升飞翼布局无人机耦合进排气系统的气动性能,针对进排气附近翼面上多鼓包开展了减阻特性与优化设计研究。基于弹性体变形思想的FFD(Free-Form Deformation,自由变形)方法,对飞翼无人机多鼓包进行有效的参数化,并构建了网格自动生成方法;结合γ-e_(θt)转捩模型进行CFD数值模拟,利用RBF代理模型及多岛遗传算法进行多鼓包优化设计。结果表明:基于FFD方法的多鼓包技术设计变量较少,优化效率高;优化后推荐鼓包构型第一个为凹鼓包,后两个为凸鼓包;多鼓包优化模型具有显著的减阻效果,迎角6°下减阻量可达6.2%,随着迎角增大,减阻效果由摩擦阻力减小为主转为压差阻力减小占据主导。 相似文献
426.
基于一种典型高超声速二元进气道,考察前缘钝度效应对进气道边界层转捩的影响,加工了四种半径为R=0.05mm,R=0.1mm ,R=0.2mm,R =0.25mm的前缘,在FD-07风洞中开展了自然转捩及人工转捩的风洞试验。试验中采用压缩拐角压力分布特征及进气道起动相结合的方法来估计边界层转捩位置,得出了进气道压缩面边界层转捩位置随前缘半径变化的规律。试验表明在来流条件下随前缘钝化半径增加,边界层转捩位置明显后移。针对R=0.25mm时进气道不起动的情况,基于 线性稳定性理论(LST)理论设计了人工转捩条带,通过试验成功实现了转捩。 相似文献
427.
采用自主开发的大涡模拟程序NUL-TURBO,对MT1高压涡轮导叶的跨声速流场进行了数值模拟。在对半叶高位置叶片表面等熵马赫数分布实验数据对比验证的基础上,研究了有无气膜冷却两种情况下叶片表面流场的拟序结构。结果表明:无气膜射流时,叶片吸力面近尾缘位置存在分离转捩过程,并在此过程中发现了发卡涡"森林"现象;有气膜射流时,射流出口位置叶片表面边界层直接转捩为湍流,并发现了叶片压力面逆转捩过程中存在的涡拉伸形态。 相似文献
428.
429.
为满足型号研制的需要,针对层流翼型实验中出现的一些气动现象,对层流翼型的转捩与分离及其对翼型气动性能的影响进行了实验研究。 相似文献
430.