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541.
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S弯隔离段可以解决进气道出口和燃烧室入口处在不同水平高度的飞行器在结构设计上的困难.为考察来流马赫数为2.0时S弯构型对隔离段流场结构和性能参数的影响,在不同边界条件下对3种不同转弯方式的S弯隔离段和等直隔离段进行数值模拟.结果表明,在流场结构方面,S弯隔离段入口拐角处出现斜激波/膨胀波的相交与反射,上、下壁面分离区交替扩大、缩小.在抗反压性能方面,中心对称型和后部转弯较急型隔离段性能稍逊于等直隔离段,前部转弯较急型隔离段性能与等直隔离段相当.在总压恢复性能方面,高反压时前部转弯较急型隔离段性能最好,但在低反压时流场存在剧烈振荡,总压恢复性能最差.因此工作在高反压条件下的隔离段推荐采用前部转弯较急型,而低反压条件下则采用另外两种比较合适.入口边界层厚度对S弯隔离段流场结构和性能的影响有限. 相似文献
543.
高超声速流动中噪声与湍流度的关系 总被引:1,自引:0,他引:1
在不可压缩流动中,湍流度对流动失稳与转捩的影响机制有很多研究成果,已发展了一些依据其大小预测流动转捩的模型应用于工程设计。但在高速可压缩流动中,湍流度很难测量,给该速域的流动转捩预测建模带来困难。近年来的研究表明,高速流场(马赫数≥3)中的噪声是影响流动转捩提前与推迟,甚至决定转捩途径的关键因素。但流场噪声与湍流度对流场的激励机制有没有内在联系,或流场噪声与湍流度理论上是否存在相互关联,迄今仍缺少理论分析结果。由于可压缩流场中噪声的测量相对容易,因此探讨流场噪声与湍流度之间的定量关系具有重要的理论意义和实用价值。讨论了Euler系统中各类双曲波特性,重点分析了流场声波中脉动压力与脉动速度的本质联系,从理论上得到了声压级与声致湍流度的关系。同时,为了对影响湍流度的因素有更全面的认识,导出了非声扰动与非声致湍流度的关系。为建立高速流动转捩预测模型和探讨天地一致性问题,奠定了一定的研究基础。 相似文献
544.
Combustion mode transition is a valuable and challenging research area in dual-mode scramjet engines. The thermal behavior of an isolator with mode transition inducing back-pressure is investigated by direct-connect dual-mode scramjet experiments and theoretical analysis. Combustion experiments are conducted under the incoming airflow conditions of total temperature 1270 K and Mach 2. A small increment of the fuel equivalence ratio is scheduled to trigger mode transition. Correspondingly, the variation of the coolant flow rate is very small. Based on the mea-sured wall pressures, the heat-transfer model can quantify the thermal state variation of the engine with active cooling. Compared with the combustor, mode transition has a greater effect on the iso-lator thermal behavior, and it significantly changes the isolator heat-flux and wall temperature. To further study the isolator thermal behavior from flight Mach 4 to Mach 7, a theoretical analysis is carried out. Around the critical point of combustion mode transition, sudden changes of the isola-tor flowfield and thermal state are discussed. 相似文献
545.
以甲基四氢邻苯二甲酸酐(METHPA)为固化剂,利用端羧基丁腈橡胶(CTBN)改性环氧树脂(EP)制备形状记忆聚合物。研究了形状记忆环氧树脂的力学性能、玻璃化转变温度和形状记忆性能。研究表明,形状记忆环氧树脂的韧性得到明显的提高,Tg得到了相应的下降,形状记忆性能良好,形状固定率皆在97%以上,形状回复率约达100%。 相似文献
546.
基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用亚跨超声速平台(TRIP3.0),数值模拟了美国国家航空航天局(NASA)梯形翼构型。研究了控制方程、网格密度、流动转捩和初始条件等不同影响因素对气动特性的影响。风洞试验是2002年在NASA Langley 14ft×22ft亚声速风洞中完成的,试验结果包括了基本气动力和力矩、表面压力系数和边界层速度型分布。计算结果与试验数据的比较表明:求解完全的RANS方程,提高了翼梢涡的模拟精度;网格密度主要影响翼梢涡的强度;转捩模型提高了边界层的模拟精度,进而提高了升力系数、俯仰力矩系数的模拟精度;最大升力系数及失速迎角对初始条件具有依赖性。 相似文献
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549.
550.
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