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331.
分析了管内激波串振荡引起的壁面压力脉动特性.采用直联风洞实验方式结合动态压力测量技术获得了矩形管道内不同激波串位置下的壁面压力分布数据,对所得压力脉动幅值、功率谱密度曲线等结果进行分析,探讨激波串流动非定常特点与引起压力脉动的机制. 相似文献
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334.
335.
布置有多层孔板(丝网)的大开角扩散段通过参数的优化设计,可有效缩短暂冲式风洞启动时间,均匀进入稳定段的气流速度,并降低阀后噪声和气流脉动.针对某大型暂冲式风洞大开角扩散段设计关键技术开展专题研究,设计并进行了不同扩散段扩开角角度和中心体分流锥型式的组合实验,从压力损失、出口截面速度分布和降噪特性三个方面进行了对比分析.试验结果表明:试验件45°扩开角+65°平底锥的压力损失相对最小,而增加导流尾锥的中心分流锥由于底部难以形成稳态的分离涡使得其压力损失明显偏大,其它试验件组合的压力损失值则相接近;各试验件出口截面的速压分布均呈现以中轴线对称分布的双驼峰趋势,且孔板的开孔率偏高时出口剖面速度分布相对更平滑;试验马赫数下的大开角段对气流噪声的消声量约为12~14dB,对频率在2kHz以上的气流噪声具有相对较强的消声能力,同时气流经过设置有多层孔板的大开角扩散段后,气流波动幅值明显降低,气流脉动得到有效地抑制. 相似文献
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337.
针对高焓电弧风洞内部流动的热化学非平衡效应及气体组分和振动能量冻结效应导致的试验数据外推困难问题,基于高焓风洞喷管/试验段/试验模型一体化数值模拟的思路,通过数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程,开展了FD-15高焓电弧风洞典型运行状态下流场的数值模拟,与典型试验状态的气动热数据进行了对比验证,研究了试验数据外推飞行条件的方法及有效性问题,分析了提高驻室总压对试验数据外推的影响。研究表明:(1)风洞试验段来流离解度高,热化学非平衡效应及其冻结现象严重;(2)热流校核试验测量数据位于一体化数值模拟的完全催化热流和非催化热流之间,分布合理,验证了计算方法和程序的正确性;(3)试验模型安放位置对模型表面压力和热流存在影响,模型与喷管出口的距离越大,模型表面压力和热流越低;(4)当驻室总压较低时,通过双尺度模拟准则(模拟飞行条件总焓和双尺度参数ρ∞L)外推热流失效,使用部分模拟准则(模拟飞行条件总焓和驻点压力)外推热流也会出现较大差异,在非催化条件下这一现象更加明显;(5)当驻室总压较高时,使用双尺度模拟准则或部分模拟准则外推飞行条件,产生的热流差异明显减小。 相似文献
338.
为了适应高超声速飞行器发展的要求,常规高超声速风洞的建设规模向2m量级发展。但是,随着风洞尺寸的增加,风洞运行所耗费的能源剧增。如何在满足高超声速飞行器试验对风洞尺寸要求的条件下,节省风洞运行时的能量消耗,已成为常规高超声速风洞设计技术发展必须考虑的重要问题。针对这个问题,从常规高超声速风洞气动布局的角度进行了初步探索。首先总结了现有常规高超声速风洞的气动布局;在此基础上,对常规高超声速风洞的能量运行特点,以及不同布局中工作气体余热的处理情况进行了分析;然后结合常规高超声速风洞的运行特点,分析了风洞中可能采用的余热利用技术;最后,提出了一种基于余热利用的常规高超声速风洞布局方案,并对该方案中的关键问题进行了讨论。文中对于该方案的节能情况进行了分析,结果显示,该方案相对于已有的气动布局具有明显的节能效果。 相似文献
339.
340.