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971.
972.
973.
974.
利用小孔射流改善气膜冷却效率的数值研究 总被引:3,自引:1,他引:2
为了获得气膜孔下游放置一对射流小孔对气膜冷却效率的影响规律,采用数值模拟方法研究了不同吹风比下射流小孔出口位置尺寸不同时流动过程和冷却效率的分布情况,并与常规气膜孔冷却结构形式进行对比,以揭示小孔射流改善气膜冷却效率的作用机理.研究表明:在常规气膜孔下游开两个射流小孔后,两射流小孔分别产生一个较弱的与气膜孔反向涡对方向相反的反向涡对,反向涡对的相互作用减弱了气膜孔反向涡对的强度,使气膜的贴壁效果更好,提高了气膜孔的冷却效率.在各吹风比条件下,气膜孔下游有射流小孔时,冷却效率都有一定的提高,并且射流小孔间距较大时对两气膜孔中心线之间的横向平均冷却效率改善较大,吹风比较大时,效果更明显. 相似文献
975.
976.
为探索超声速气流中变角度组合射流对喷注雾化过程的影响,采用高速摄影和基于KH-RT破碎模型的欧拉-拉格朗日数值仿真方法开展研究,仿真结果和实验吻合较好。研究表明,同一流量下逆流喷注,可以较为有效地增强混合效果,提升射流穿透深度。带扩张型面内液雾穿透深度呈现先增大后降低的趋势。等流量条件下顺流双孔喷注有效截面面积大体一致,略低于单孔直喷。等效流量下逆流喷注所得液雾截面面积收益最为明显。截面平均粒径方面,单孔喷注雾化粒径基本一致,顺流双孔喷雾粒径较小。等压降顺流对喷由于流量较大,雾化质量相对较差,平均粒径最大。 相似文献
977.
采用三维可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程和k-ε湍流模型,研究了导弹出箱过程中,弹体姿态偏转后弹底周围环境及发射箱内的流场特性。首先,以超声速欠膨胀射流撞击平板实验为算例,对数值方法的有效性进行验证。其次,分别对导弹在约束期和半约束期箱内流动特性展开研究。研究表明:喷管尾流在发射箱内会形成强烈的引射效应。同时,在弹底会出现明显的回流区域,使导弹出箱时受到额外的阻力。考虑偏转后,发射装置受到的冲击载荷增大2倍以上,发射箱壁面受到的压力增加40%。而且,在半约束期,箱内的流场分布不再对称,会使得导弹受到额外的不平衡力矩。 相似文献
978.
针对防空反导拦截导弹拦截高突防能力目标的需求,研究了格栅翼与直接力控制结合使用的创新型导弹布局的气动性能。使用计算流体力学(CFD)方法计算了新型布局在不同姿轨控组合喷流时的气动干扰特性,对比研究了典型设计点的无喷、单喷口喷流、组合喷流的全弹主要气动分量和部件气动力。研究结果表明:格栅翼应用于高空高速的弹道末端时,格栅内部不会出现壅塞现象;组合喷流的姿轨控可解耦,在气动力数学模型建模时可以主要针对轨控的气动干扰量进行建模,从而极大的简化气动数学模型,减少型号研制成本。研究结论可推广到一般的在弹道末端纯直接力控制的布局气动力数学建模中。 相似文献
979.
980.
Yinxin ZHU Wenqiang PENG Zhenbing LUO Qiang LIU Wei XIE Pan CHENG Yan ZHOU 《中国航空学报》2023,36(7):366-377
To effectively reduce the loss of strong shock wave at the trailing edge of the supersonic cascade under high backpressure, a shock wave control method based on self-sustaining synthetic jet was proposed. The self-sustaining synthetic jet was applied on the pressure side of the blade with the blow slot and the bleed slot arranged upstream and downstream of the trailing-edge shock,respectively. The flow control mechanism and effects of parameters were investigated by numerical simulation. The res... 相似文献