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181.
182.
绕翼型分离流结构的数值研究 总被引:3,自引:0,他引:3
利用大涡模拟技术,对不同来流迎角下的NACA0012翼型绕流结构进行了数值模拟,详细地给出了翼型绕流分离流结构随迎角的变化特征和翼型在分离绕流中的气动力参数。在数值模拟中,采用了弱压缩流的控制方程,用贴体坐标技术进行了网格生成。 相似文献
183.
本文提出一种计算效率高、并改进小扰动理论的二维跨音速定常和非定常流的计算方法——非定常纵向大扰动流速势方程和边界条件的数值解。本方法还考虑了包括边界层位移厚度以及激波-边界层干扰的粘性影响。文中给出了NACA 0012翼型和NLR 7301超临界翼型绕流的算例,计算结果与实验作了比较。 相似文献
184.
185.
186.
对细长翼摇滚的一组典型的滚转角随时间变化的实验数据进行参数辨识,并用改进的单自由度数学模型,计算其非线性滚转阻尼特性后表明,当机翼摇滚由小振幅逐渐发展为大振幅的平衡状态时,其阻尼导数始于某一正值,且随振幅的增加而减小,最后便趋于零。而非线性阻尼力矩的变化幅值,则是正比于角振幅的变化率,其峰值便出现在振幅变化最陡的位置。 相似文献
187.
王良益 《南京航空航天大学学报》1992,(2)
本文提出了一种适于初步设计使用、具有良好精度的亚、超音速细长翼身组合体大迎角气动特性的综合性计算方法。对大迎角情况下的涡升力,采用吸力比拟原理计算;位流升力的计算,采用基本解的数值计算方法。关于机翼翼剖面头部圆度和涡破碎对涡升力的影响,进行经验性修正。翼身干扰的贡献,通过翼身干扰系数进行计算。并按文[4]原理,将亚音速计算方法推广到亚音速前缘的超音速情况。对几种机翼与翼身组合体的计算结果表明,本文方法具有方法简便、计算快速和符合设计精度要求的优点。 相似文献
188.
在1m低速风洞中,研究了边条翼在近人速非定常流动控制后的空间流态。实验采用翼面吹气控制翼面非定常流动,通过烟流显示涡轨迹和涡破碎位置,用相锁照相技术记录空间流态,结论表明,在机翼上仰过程中,翼面吹气能延迟前缘涡的破碎,在机翼下俯过程中,吹气有利于前缘涡的生成和发展。 相似文献
189.
190.
在8Hz频率下,以煤油为燃料,氧气为氧化剂,当量比为1.0的条件下,进行了变截面脉冲爆震火箭发动机的实验研究,其中包括等截面发动机,扩张型发动机,收敛型发动机,扩张一收敛型以及收敛一扩张型发动机。总结出了发动机横截面积变化影响爆震波传播的一些规律,得到了横截面积变化对发动机平均推力的影响。 相似文献