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741.
本文通过测力和水槽流态观察试验研究了战斗机和导弹式的翼体组合体翼涡破裂的推迟措施。利用安置于机翼(弹翼)前方和机体两侧的大后掠、小面积的机体边条所产生的边条涡的有利干扰,可以有效地推迟翼涡的破裂,从而达到提高最大升力系数和临界迎角的目的,试验表明,安置在不同位置的机体边条均可不同程度地提高最大升力系数C_(Lmax),在适当位置时,可提高临界迎角α_(kp)达2°~3°。 相似文献
742.
本工作采用气相渗透技术,测定了210~430℃温度范围内两种Fe-Ni-Cr基高温合金GH35A和GH761的氢渗透率和扩散系数,试图了解合金的微观组织结构变化对氢渗透行为的影响。结果表明:在实验温度范围内,氢在两种合金中的渗透行为均服从Arrhenius关系式;氢渗透率和扩散系数对GH35A的组织结构变化是不敏感的,但在GH761中时效处理后的φ和D值均略低于合金的固溶状态值。 相似文献
743.
本文对不同展弦比双三角翼有侧滑时的气动力进行了实验研究,α=--3°~42°,β=--20°~20°,雷诺数为1.3×10~6。为分析测力结果,作了测压、空时流场及油流等实验。研究表明,不对称来流使机翼迎风侧旋涡绕合推迟,涡破裂提前,背风侧则相反。有侧滑时机翼不对称涡破裂对气动力影响显著,引起大迎角时滚转不稳定。 相似文献
744.
745.
本文给出了压气机叶栅出口截面的损失分布和气流角沿叶高的变化。叶栅二次涡和端壁吸力面角区分离引起流面翘曲和扭转,角区分离形成损失核心。二次流理论计算叶栅出气角沿叶高变化与实验相近。 相似文献
746.
针对液体充填型腔过程的特点,在固定计算域中数值模拟型腔充填过程中气液不相混两相流流场。采用了体积守恒形式的连续性方程,以防止由于气液两相密度差大而引起的数值求解中的不收敛现象。将PHOENICS软件的流场计算与守恒标量求解大变形自由表面的方法相结合,在固定计算域中完成了数值模拟三维液态充填型腔的过程。针对两种情况下的计算结果表明,本文提出的方法可用于高速充填过程和复杂型腔充填过程的数值模拟。 相似文献
747.
748.
749.
750.