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11.
利用三个几何相似的 RAE104翼型模型,用实验方法确定西工大翼型风洞(TAWX)的无堵塞干扰开闭比。对于不带测压轨及带测压轨两种状态的开槽壁分别采用2%及4%开闭比可认为近似于无堵塞干扰。利用测压轨测量该翼型风洞上下壁附近控制面的静压分布,并利用快速富里叶变换法计算马赫数及迎角修正量。由 TAWX 风洞与西德 DFVLR TWB 风洞实验结果的比较可以看出,当迎角为零时,两者结果吻合较好,说明无堵塞干扰开闭比的确定基本上是正确的,经过快速富里叶变换法进行马赫数及迎角修正后的 TAWX 有升力的实验结果也与 TWB 结果接近。  相似文献   
12.
本文将翼型的设计问题转化成多元函数求极值问题来求解,提出了一种改进的翼型设计方法,可用于考虑粘性影响时的亚临界翼型设计。  相似文献   
13.
冲压发动机点火前内流场数值仿真研究   总被引:1,自引:3,他引:1  
冲压发动机在点火前由于燃烧室的压力较低,内通道流场状态与发动机正常工作时的差别很大。因此,在发动机设计时,必须要考虑形成正常点火条件对发动机结构的约束。本文利用有限体积法对N-S方程进行空间离散,对发动机点火前的不同内通道结构下的冷流场进行了数值模拟,结果表明稳定器和喷油装置对形成合理的点火条件很重要,稳定器的布局对点火状态有很大影响。  相似文献   
14.
隔离段对二维混压式进气道出口参数的影响   总被引:1,自引:0,他引:1  
黄伟  罗世彬  王振国 《火箭推进》2007,33(4):8-11,15
利用Fluent仿真软件,对二维混压式高超音速前体/进气道在设计状态和非设计状态下的性能和流场进行了计算。分析表明,进气道在设计状态下的性能得到了明显的提高。同时,有无隔离段以及隔离段长度对进气道出口参数的影响,文中进行了初步的分析,结果表明:有无隔离段以及隔离段长度对进气道出口总温没有太大的影响;隔离段较短时,进气道出口总压比无隔离段小,但当隔离段长度增大到一定值后,进气道出口总压比无隔离段大;隔离段较短时,进气道出口马赫数比无隔离段大,但当隔离段长度增大到一定值后,进气道出口马赫数比无隔离段小。  相似文献   
15.
采用交错网格系统SIMPLE算法和二维两相流场燃烧模型,对有不同形状(矩形、圆弧三角形及其混合结构)和位置扰流环的某双组元液体远地点发动机(LAE)流场进行了数值仿真计算。结果表明,扰流环对提高燃烧效率作用明显。环的位置应适中(不能过于靠近头部和喷管出口处),其高度越大,燃烧效率越高。另外,矩形环的压力损失大于三角形环。  相似文献   
16.
燃气发生器流量调节方案的比较   总被引:15,自引:1,他引:15  
在分析了变喉面、非壅塞喷管、固定流量等三种方案的调节原理的基础上,说明了每一种调节方案的技术关键以及它们的优缺点。以燃烧性能为基础,分析了每一种贫氧推进剂对流量调节方案的要求,指出了三种调节方案的适用对象,为流量调节方案的选择提供了一定的理论依据。  相似文献   
17.
准确地预示固体火箭发动机推力中止这一瞬变过程,对飞行器飞行精度及可靠性具有重要意义。建立了一维不定常流动数值计算模型,考虑了传热、摩擦、燃面变化,燃烧室长径比、通喉比等因素,计算了推力中止过程内弹道,给出了燃气参数沿燃烧室长度的分布及随时间的变化。  相似文献   
18.
介绍一种交通流量测试仪,它具有高灵敏度、高信噪比、传输距离远,可以准确地测量机动车、自行车流量,且成本低。由于该仪器设置了驱动变送器,采用了一种新的传输结构,引入了微机技术,模式识别等技术,从而研制出性能稳定、操作方便、实用性强且具有国际先进水平的道路交通流量测试装置。  相似文献   
19.
RBCC发动机性能分析方法研究   总被引:2,自引:0,他引:2  
通过进行前体的边界层效应修正、采用有限化学反应速率模型和中心差分形式的Mac Cormack格式,求解燃烧室性能分析模型方程,以及采用灵活的发动机性能计算方法等,建立了较为完善的RBCC发动机性能分析模型及软件,并进行了软件应用研究。分别采用二维CFD计算和试验结果对该模型进行了校验,其相对误差小于10%。结果表明,该软件适用于RBCC发动机性能分析。  相似文献   
20.
介绍了一种用于诊断电弧风洞等离子体参数的多道扫描探针系统,使用该系统研究了FD04风洞空流场的等离子体特性,利用CTW理论分析了探针数据,实时给出了流场攻密度的空间分布。实验表明,空流场的电子温度分布基本是均匀的;电子密度分布与流场结构紧密相关,电子密度变化在3倍之内,随着流场结值的不同2,电子密度也随之变化。  相似文献   
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