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901.
火箭及导弹的底阻计算方法及其CRMBP程序 总被引:1,自引:0,他引:1
本文叙述了作者开发的基于Chapman-Korst理论的超音速底部压强计算方法及其计算程序CRMBP。该方法及程序计及了喷流、喷管和火箭后体多种参数的影响,以及羽流诱导分离情况。计算结果与实验结果符合得较好,特别是冷喷流情况。本文的方法及其程序可供设计部门作设计计算及参数分析使用。 相似文献
902.
本文提出一种适用于可控环量机翼研究的势流/粘性流的数值解法,包括钝体分离绕流的一种势流解,以及改进的Spalding统一边界层理论的解。通过对具有壁面切向喷流可控环量圆柱绕流和类椭圆翼绕流所作出的数值计算表明,在其计算模型确定后,就不必依赖实验数据来模拟实际问题,计算结果与实验数据符合较好。 相似文献
903.
采用三维SIMPLE程序和k-ε双方程湍流模型对三维受限垂直射流进行数值模拟,研究了不同的几何变量和流动参数对射流穿透和混合的影响。模拟结果表明,三维垂直射流最显著的流动特征是形成了流向旋涡。射流与来流的混合程度取决于旋涡的位置、作用范围和强弱。单股射流随动量比、旋涡强度和尺度的增加,混合增强。对于单排多股射流,喷孔间距直接影响旋涡涡心位置。密排射流,旋涡过于靠近下壁面,旋涡无法影响上面来流;但喷孔排列也不能过于稀疏,否则涡对靠的太近,旋涡对侧面影响不大。S/H和动量比不变,改变孔径D对射流穿透几乎无影响。这一重要结论说明S/H和J是决定多股受限射流穿透深度的最重要的量。 相似文献
904.
905.
高法贤 《沈阳航空工业学院学报》2001,18(4):4-7
本文对飞机低速飞行时尾部喷流对飞机机身的影响进行了定性讨论和研究,阐明了发动机尾喷流对飞机水平尾冀的影响。在大量实验数据基础上给出了供飞机设计者在飞机初步设计阶段使用的升力特性工程估算公式和曲线。 相似文献
906.
超声速冲击射流的PIV实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
冲击射流广泛应用于短距、垂直起降飞行器(SVTOL)等航空航天领域,然而却伴随着流场与噪声等诸多方面的问题,笔者采用PIV(粒子图像测速)技术对超声速冲击射流的流场结构和涡结构进行了深入研究。实验发现在不同的冲击工况下,冲击射流流场结构呈轴对称和螺旋结构,其瞬时流场的主涡结构也有类似特征,脉动流场在瞬时流场主涡结构的基础上会附加与主涡旋转方向相反的次涡结构,在对称和螺旋两种模态下,由于涡结构的影响,冲击射流的近壁速度存在较强的脉动。 相似文献
907.
高超声速主流中横向喷流干扰非定常特性研究 总被引:4,自引:0,他引:4
脉冲发动机产生的横向喷流往往伴随着非定常效应,由于其持续时间非常短,给流场模拟和测量带来很大的困难.目前在地面设备中难以进行精确的试验,本文采用数值模拟方法对横向喷流的非定常效应进行了研究.重点对发动机启动和关车过程中典型时刻的流场进行了细致的刻画,分析了流动参数和模型气动力系数的动态变化过程,并给出了喷流压比和攻角变化所带来的影响.研究表明,喷流启动和关闭过程中,飞行器所呈现出的动态气动特性与稳态喷流时有着明显的差异,尤其是压心位置和法向力系数将发生显著的变化.在飞行器设计中,必须从安全控制的角度出发,考虑这一非定常效应的影响. 相似文献
908.
根据对超声速射流离散频率噪声产生的反馈机理的认识,提出了一种能够有效地破坏反馈环的形成,从而抑制射流离散频率噪声的喷嘴屏蔽方法.这种方法是通过阻隔反馈声波使其不能到达喷嘴唇口、同时屏蔽物不与射流接触来实现降噪的目的.实验结果表明,对于合适的屏蔽罩参数,正常降噪效果可达5分贝以上.应用激光多普勒测速技术测量了超声速自由射流在采取屏蔽降噪措施前后轴线速度的分布,发现屏蔽后射流势核长度增加近50%,表明这种降噪方法有助于射流推力的提高,但不利于射流的掺混. 相似文献
909.
910.