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201.
外涵偏轴分开排气喷管的流场和声场数值计算 总被引:1,自引:2,他引:1
以某型涡扇发动机为原型,建立了1/10缩比的分开排气式涡扇发动机排气喷管物理模型,采用大涡模拟(LES)计算了不同外涵偏轴距离的排气喷管非稳态流场,利用FW-H(Ffows Williams-Hawkings)声学模型和傅里叶变换得到了排气喷流噪声声压级空间分布特征.计算结果表明:外涵偏轴式分开排气喷管有抑制排气喷流噪声的作用.喷流噪声整体抑制效果与偏轴距离有关,在偏轴距离为0.15D时,排气喷管下方的噪声降低达到最大,且排气噪声峰值由原型的146.7dB降低到139.5dB,降低了7.2dB.研究的排气结构和数值计算方法可作为分开排气式涡扇发动机降噪设计的参考. 相似文献
202.
203.
204.
205.
基于理论上湍流相干结构复涡黏性模型对涡黏性系数的分析,应用热线测速技术测量了平板湍流边界层多尺度相干结构动力学方程中非相干结构成分对相干结构贡献的雷诺应力分量与相干结构流向速度流向变形率之间的相位差。分析了湍流边界层相干结构猝发过程中,非相干结构成分对相干结构贡献的雷诺应力分量与相干结构流向速度流向变形率之间的相位差沿湍流边界层法向的变化规律,为建立更加符合实际的湍流模型提供了实验依据。 相似文献
206.
采用大涡模拟,考察了旋转影响气膜冷却的物理机制。参考实验模型,用带有30°倾斜圆柱孔的平板模拟涡轮转子叶片的吸力面,冷气出口雷诺数为1300,冷气和主流的吹风比为0.5,计算了静止和旋转数为0.2两种条件下的流动和换热,全面展示了旋转对平均流场、涡量、湍流结构和壁面温度分布的影响,并由此对实验现象进行了解释。结果表明,旋转使气膜孔下游的对转涡对产生不对称性;旋转引发的哥氏力使气膜冷却流场中的发夹型漩涡结构向高半径方向偏移,引起涡量分布的改变;旋转破坏了发夹涡的连续性,减少了对主流的卷吸和主流传递给冷气的热量,从而提高了冷却核心区的冷却效率,与实验中观察到的现象一致。 相似文献
207.
针对风场作用下三维钝体结构的绕流特性与空间风压分布特性,采用大涡模型对其进行了数值模拟研究,以平均风速和脉动风速作为入口边界条件,在稳态分析的基础上对9种不同来流方向的工况进行了瞬态动力分析,再现了钝体绕流的冲撞、分离、重附着等现象,揭示了钝体绕流主、次涡循环区的形成、发展机理,提出了空间风压场分布的一般规律。研究表明:钝体绕流对流场风速剖面影响的强弱程度依次为尾流区、屋顶区、来流区,且对中心区域流场风速剖面的影响要大于两侧流场,并由中心区域向两侧逐渐减小;来流区钝体绕流特性与空间风压分布特性较屋顶区和尾流区稳定,尾流区涡旋的非对称生成、脱落对钝体左右两侧流场的冲撞、分离、重附着等具有重要的影响;来流方向与钝体呈45°或135°夹角时,对尾流风场的影响范围最小,但随着来流方向逐渐垂直于钝体,尾流影响区域也逐渐增大。 相似文献
208.
采用雷诺平均的Navier-Stokes方程,对接网格技术和TRIP(TRI sonic Platform)软件,数值模拟了CT-1标模大迎角静态气动特性。来流马赫数0.5,迎角0°~100°,侧滑角0°和5°,在与1.2 m跨声速风洞试验结果对比的基础上,重点讨论了对流项离散方法、湍流模型、远场距离和不同尾部处理形式对CT-1标模大迎角静态气动特性影响。研究结果表明,不同尾部处理形式对大迎角静态气动特性数值模拟结果影响显著,模拟试验的尾部支杆是对比大迎角静态测力试验结果与计算结果的基本要求。 相似文献
209.
210.
为了找到一种改善低平尾涡桨飞机中小迎角下纵向静稳定度的方法,采用数值模拟手段研究了螺旋桨旋转方向对飞机俯仰力矩特性的影响。基于动态面搭接网格技术和非定常雷诺平均Navier-Stokes (URANS)方程,首先对某T尾双发涡桨飞机进行了计算,验证了方法的精度和可靠性,然后对同向旋转(CO)、对转-内侧上洗(CNIU)和对转-外侧上洗(CNOU)3种低平尾涡桨飞机构型开展了数值模拟,分析了各构型的俯仰力矩变化特点及流场细节。研究结果表明:对于常见的CO构型,在小迎角下由于平尾整体效率降低,飞机的俯仰力矩曲线斜率较无动力构型大幅度下降;在小迎角下,CO构型左侧平尾的效率几乎丧失,但右侧平尾却具有良好的效率;CO构型左右两侧平尾的效率呈现巨大差异的主要原因在于两侧平尾当地的下洗梯度不同;3个构型中,CNOU构型的俯仰力矩特性最差,CNIU构型在整个中小迎角范围内都能保持良好的俯仰力矩特性。 相似文献