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341.
以一种CARET(后掠双斜切双压缩面)进气道为研究对象,设计喉道附面层抽吸槽以控制流动分离。采用CFD数值计算软件对进气道在设计点工况下(马赫数为2.0)下内、外流场进行计算,以总压恢复系数和进气道出口总压畸变为评价指标分析不同抽吸方案的效果。结果表明:喉道附面层抽吸能够稳定结尾正激波,削弱激波/附面层干扰,抑制流动分离,显著改善流场,提高总压恢复系数,减小出口畸变;喉道段抽吸槽位置靠前能够明显降低出口畸变;随着抽吸量的增大,附面层抽吸对进气道内特性性能提升的贡献越来越小。 相似文献
342.
某 Bump 进气道流动控制计算研究 总被引:4,自引:0,他引:4
以某 Bump(凸包)进气道为研究对象,采用 CFD 数值模拟技术对其内、外流场进行计算,重点研究超声速来流马赫数 M∞=1.60下进气道气动、流场特性;根据进气道内、外流场特点,分别设计机身棱线涡扰流片、进气道抽吸及射流流动控制装置,目的在于提高飞机 M∞=1.60来流、进/发匹配点条件下进气道总压恢复、降低出口流场畸变;采用 CFD 技术对各流动控制装置效能进行计算,基于计算结果,对各流动控制装置效能及典型装置流动控制机理进行了分析。研究表明,M∞=1.60来流、负迎角下,扰流片作用不明显;采用进气道抽吸或射流控制措施,对提高进气道总压恢复有效。研究结果可为类似 F-35那样的隐身战机 Bump 进气道流动控制或工程发展提供一定的技术参考。 相似文献
343.
为了研究某民用飞机A采用舵面组合偏转法的尾旋改出特性,对大攻角静态测力试验结果进行了详细分析,并利用美国NASA兰利研究中心所研发的TDPF~[(I_x-I_y)/mb~2]判据法对飞机的尾旋改出特性进行了评判。通过尾旋风洞试验对采用舵面组合偏转法飞机尾旋改出特性进行了试验验证,试验结果表明反舵推杆法对常规布局运输飞机改出尾旋效果最佳。此外,为了提高飞机的试飞安全,需要加装反尾旋伞系统,而研制一款合适的反尾旋伞对保证飞机试飞安全是至关重要的。通过使用国际上公开的研制反尾旋伞资料中所提供的方法研制了不同面积大小,不同伞绳长度的反尾旋伞,并通过尾旋风洞试验检验了这些反尾旋伞的效果。结果显示:随着反尾旋伞面积的增大,改出效果越好;中等反尾旋伞伞绳长度改出尾旋效果最佳。 相似文献
344.
345.
为了探究中心分级燃烧室各级旋流器叶片数量与相应旋流气量变化对燃烧室性能的影响,基于高推重比和高温升的技术需求,对设计模型进行了除旋流器外分块结构化网格划分,并在ICEM软件中实现混合网格周期性边界条件设置,进行3维数值模拟。结果表明:确定最优方案的3级旋流器叶片数量分别为8、10和15。中心分级燃烧室每级旋流器流通气量随其相应旋流器叶片数量改变呈负相关变化关系;设计油气比为0.045时,中心分级燃烧室最优方案即基准型方案的温升可达1300 K,出口温度分布系数OTDF达到0.13,在性能所要求的0.10~0.15之间,出口径向温度分布系数RTDF达到0.081,在性能所要求的0.08~0.12之间;中心分级燃烧室出口截面OTDF值随火焰筒头部每级旋流器的叶片数量或旋流气量的变化关系是“V”形,RTDF值随头部每级旋流器的叶片数量或旋流气量的变化关系是类“V”形。 相似文献
346.
带不同长度凹腔超声速燃烧数值研究 总被引:6,自引:0,他引:6
对带不同长深比凹腔的燃烧室三维燃烧流场进行数值模拟,研究了燃烧室流场结构。结果表明:液体碳氢燃料穿透深度较小;凹腔长深比对燃烧效率、总压损失影响较小,对燃烧室阻力影响显著。 相似文献
347.
348.
349.
分布式内存数据库的恢复 总被引:1,自引:0,他引:1
对分布式内存数据库的恢复进行了讨论,内容包括:转储、分布式事务提交及日志。在最后提出了一个日志生成算法,该算法针对机群式环境下的应用,对两阶段提交协议(2-Phase-CommitmentProtocol)进行了改进,有着良好的实用前景。 相似文献
350.