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921.
一种对转压气机气动设计方法及其验证 总被引:1,自引:1,他引:1
结合附面层抽吸技术提出了一种高负荷对转压气机气动设计方法.在高负荷设计前提下,为避免在转动部件中进行附面层抽吸所带来的诸如强度等问题,利用基于动叶出口轴向速度提升的低反动度压气机气动设计原理,提升动叶出口轴向速度以确保动叶效率,附面层抽吸只在静叶中进行.利用该对转压气机气动设计方法,进行了一对转压气机气动设计验证.三维黏性数值模拟结果表明,在第一列转子与第二列转子叶尖切线速度分别为370m/s与350m/s的前提下,实现了总压比为5.85,效率为88%的两级对转压气机气动设计. 相似文献
922.
典型气动问题试验方法研究的综述 总被引:1,自引:0,他引:1
吸气式高超声速飞行器机体与推进系统高度一体化,飞行器内外流场复杂及相互影响,地面试验模拟技术难度大,有必要开展风洞试验方法研究。本文简要分析了吸气式高超声速飞行器的主要气动问题和试验需求。针对机体/推进一体化性能试验、边界层强制转捩试验与尖锐前缘电弧风洞等三类典型试验,梳理了国内外相关风洞试验的研究思路,提出了上述三类典型风洞试验应模拟的参数,对地面试验难以模拟的重要参数进行了影响分析。根据现有试验设施的模拟能力,总结了三类典型风洞试验方法,并提出了机体/推进一体化性能数据准确获取的有效方法。 相似文献
923.
基于扰动形式N-S方程,从空间模式的角度,采用Fourier伪谱及MPI(massage passing interface)并行方法,模拟了不可压平板边界层从层流到湍流的转捩过程.通过对计算统计数据的分析,比较了不同幅值入口扰动引起的转捩过程的同异.研究结果表明:当层流中扰动幅值逐渐增大后,非线性作用将修正平均流剖面,表现为不稳定区域逐渐扩大,很多高次谐波被激发.当平均流剖面被修正到一定程度时,不稳定区域变得很大,这使得更多的高次谐波被快速激发并迅速增长,即转捩过程开始.由于大量谐波快速增长导致扰动能量快速增长,同时,扰动能量的快速增长又进一步加速了平均流剖面的快速修正,即平均流剖面的不稳定特性发生了改变,这样的相互作用使得层流快速变为湍流,因此,平均流剖面不稳定特性的改变在转捩过程中起到了关键作用. 相似文献
924.
925.
根据相关适航规定,鸟击损伤必须按厂家提供的结构修理手册(SRM)进行处置,但SRM手册本身也有不完善之处,本文就此进行探讨,并提出相关的解决思路。 相似文献
926.
使用高时间分辨率粒子图像测速技术在水槽内精细测量平板湍流边界层内不同流向、法向位置的瞬时速度矢量空间场的时间序列信号。利用实验数据对湍流各向异性的涡黏张量模式进行了实验研究,给出了湍流边界层不可压缩槽道湍流中各向异性的涡黏张量各分量的空间分布规律。各向异性的涡黏张量分量的空间分布揭示了流向平均速度的法向梯度对雷诺应力三个分量的不同贡献。涡黏张量三个分量空间上的不同规律说明对涡黏张量的各向异性的考虑是合理的,而各向同性的涡黏模型不适宜描述剪切湍流雷诺应力的物理本质。 相似文献
927.
吸附式低反动度轴流压气机气动设计原理 总被引:2,自引:2,他引:2
针对亚声速及超、跨声速轴流压气机,全面论述了吸附式低反动度轴流压气机气动设计思想,指出了该思想的具体实现形式、应用条件以及各参数之间的相互影响.指出针对亚声速轴流压气机,可利用动叶出口轴向速度提升或增加动叶入口正预旋以降低动叶中扩压因子从而确保动叶流动效率;而针对超、跨声速轴流压气机,可通过提升动叶入口激波后的轴向速度实现气流在动叶中大幅折转并保证动叶效率.其出口轴向速度选取,需兼顾动叶效率以及下游静叶栅入口马赫数以及气流角需求.最后总结了吸附式低反动度轴流压气机的研究进展. 相似文献
928.
通过对超声速湍流边界层中横向声速喷流的计算,对一种混合大涡/雷诺平均Navier-Stokes(LES/RANS)模拟方法进行了测试,该方法采用一个依赖于到壁面的距离及当地湍流参数的混合函数结合两方程k-ω SST(shear stress transport)湍流模型和混合尺度亚格子模型来封闭湍流项.计算结果表明:混合模拟方法能够捕捉到喷流/湍流边界层相互干扰的非定常大尺度结构,且对分离区长度、壁面静压峰值和膨胀区静压分布的计算精度要高于RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方法. 相似文献
929.
简要叙述了临近空间的定义及临近空间的飞行器类型,回顾了美国临近空间高超声速飞行器的发展历程,主要介绍猎鹰计划的研究目标及军事应用,重点介绍猎鹰计划中高超声速飞行器防热材料的发展. 相似文献
930.