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941.
湍流减阻新概念的实验探索 总被引:11,自引:0,他引:11
本文对当今湍流表面摩擦减阻新概念进行了初步的风洞实验探索。将垂直于流动方向的小尺寸肋条按一定的间隔距离固定在平板上,利用自制的悬挂式天平测量了不同风速时的阻力,获得了约10.2%的减阻效果。实验中分别考察了肋条参数对减阻的影响,使用X型热线风速仪研究了雷诺应力的型态。从湍流边界层涡结构的观点出发,提出了边界层底部“微型空气轴承(MABS)”减阻新概念以及涡结构干扰对减阻的影响,并认为平均速度型态的 相似文献
942.
943.
一种新型边界层控制技术应用于湍流减阻的实验研究 总被引:8,自引:0,他引:8
对一种新型的边界层控制技术-菱形网圆坑点阵结构的减阻特性进行了研究,水洞实验表明这种结构应用于NACA-16012翼型表面的减阻效果最高可达22%. 相似文献
944.
在激波区使用自适应壁对跨声速翼型上的激波/边界层干扰进行控制,可改变机翼的气动性能。这种被动控制可通过在翼型的激波区开一凹腔,其上覆盖一弹性橡胶膜柔壁来实现。本文给出用N-S方程数值模拟这一自适应控制翼型的跨声速粘性绕流,提出了一个适用于本特殊情况(物面边界局部地区在求解过程中有变化)的处理办法。并探讨了自适应柔壁对当代跨声速翼型绕流的影响。 相似文献
945.
介绍一种二元进气道模型在非均匀超音来流中的初步研究结果。试验在DLR小型超音风洞上进行。为造成非均匀来流条件,试验中将部分或全部试验段顶壁附面层引入进气道模型。结果表明,进气斜板产生的头激波与来流附面层相互作用的性状在不同的附面层隔道下变化极大。随隔道高度增加,激波附面层相互作用距离L起初亦增加,当全部附面层被排移后,L大幅度下降。与均匀来流试验结果相比较,当来流顶壁附面层全部被进气道吞入时,该进气道总压恢复σ及质量流率m分别降低18%及15%(M_∞=2.19),同时出口面总压畸变大幅度增加。文章分析了原因及对进气道性能影响的强度。 相似文献
946.
947.
本文对声激发控制边界层转捩问题在低湍流度风洞中作了进一步实验研究,实验成功地证实边界层的人工转捩位置可以用声激发振动控制,通过比较声激发装置的传递函数,声压和固定转捩位置所需的最小输入功率优了性能较佳的声激发装置,用大功率扬声器驱动产的声扰经模型内管道及模型表面上展向一排小孔传入边界层是一种有效可行的人工转捩控制方法,测量结果表明,强迫边界层转捩所需的声扰动强度对湍流边界层的速度型及壁面剪应力影响 相似文献
948.
本文的研究目的是了解沿圆管内发展的高超声速流的结构。实验是在加拿大多伦多大学的高超声速炮风洞内完成的,风洞的自由射流马赫数M_∞=8.30,总温T_(t∞)=1000K,总压P_(t∞)=26.5MPa单位雷诺数R_e=3.2×l0 ̄7。壁面静压以及内流中的若干截面内的皮托压力和静压测量结果揭示,管内产生的激波主要是斜激波形态,而且存在着较强的激波与边界层的相互干扰。实验发现,近管中心线的高超声速流动有不稳定现象;壁面的边界层,基本上是湍流边界层,特别是干扰区的下游;圆管出口的周向内壁面的顶壁面静压对管的攻角异常敏感。本文提供的结果,可以指导高超声速流的计算流体力学的方法和进展。 相似文献
949.
有摩擦弹性接触问题的增量数值解法 总被引:1,自引:0,他引:1
指出应用全量变分法于有摩擦弹性接触问题是不能普遍适用的,提出了这一类问题增量变分法的数值解法和适用于增量法的库伦摩擦力的正则条件。对可转变的边界条件限于较简单的有限个离散点的情况,可采用状态试凑法来确定可变约束条件的状态。数值计算结果表明了本文提出的增量方法的正确性。 相似文献
950.
本文介绍“航空发动机状态监控和故障诊断”软件的功能知组成。应用此软件中所采用的“主状态量模型”的诊断方法对 B747和 B767飞机上装配的JT9D—7R4发动机已有的35个故障样本进行诊断,其诊断正确率达到75%以上。 相似文献