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921.
922.
大型结冰风洞云雾场适航应用符合性验证 总被引:2,自引:0,他引:2
结冰风洞云雾场符合性是大型结冰风洞适航应用的基础。为验证3 m×2 m结冰风洞云雾场符合性,发展了基于SAE ARP5905的结冰风洞云雾场符合性验证方法,针对主试验段构型,开展了结冰云雾场符合性验证试验,获得了试验段内液滴尺寸和液态水含量拟合关系,考察了喷嘴水压、液滴尺寸、试验段气流速度和喷嘴数量对试验段液态水含量的影响,形成了主试验段结冰云雾控制包线。结果表明:主试验段内液滴尺寸分布具有显著的单峰分布特征,体积中值直径(MVD)模拟范围近似在10~75 μm之间;试验段中心处液态水含量随着喷嘴水压和MVD的增大而增大,同时近似与试验段气流速度成反比,与喷嘴数量成正比;增大喷嘴水压和喷嘴数量会提高试验段内云雾液态水含量空间均匀性,但是增大气流速度却会减弱试验段内云雾空间均匀性;3 m×2 m结冰风洞主试验段结冰云雾控制包线可以覆盖大部分适航条例25部附录C结冰气象条件,但对低液态水含量结冰条件的模拟仍存在局限。 相似文献
923.
脉冲式燃烧风洞起动特性数值研究 总被引:4,自引:2,他引:2
利用计算流体力学软件Fluent,采用隐式双时间步方法模拟非定常过程,控制方程的离散采用二阶迎风格式,湍流模型选择剪切应力输运(SST)k-ω模型,并求解组分扩散方程,对脉冲式燃烧风洞的起动过程进行了数值模拟,分析了喷管起动时流场结构的变化情况和自由射流区超声速流场的建立过程.计算结果为改进风洞起动特性提供了一定的参考依据. 相似文献
924.
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发动机结冰会对飞行安全造成影响,研究发动机结冰过程机理可以帮助提高飞行安全性能和完成适航验证。使用欧拉法计算了水滴运动过程,使用能量平衡法计算了结冰的多相传热流动过程,使用一维导热模型矫正了壁面导热过程,并提出了基于相界面导热平衡方程的数据交换模型。基于此模型进行了发动机进口部件的冰风洞实验数据数值验证,模拟计算最大结冰厚度与试验误差能够控制在10%左右。相界面数据交换模型能够对近壁的水膜流动和温度梯度进行精细化模拟,并且将用户自定义函数(UDF)与求解器进行流场参数的实时交换,经验证后表明该模型在计算结冰最大厚度时具有较好的精度。 相似文献
927.
战培国 《气动实验与测量控制》2010,(1):88-88
S4高超声速风洞录属法国0NERA大型试验设备部莫当试验中心,位于阿尔卑斯山脚下,20世纪80年代曾用于试验M=6.4~10的法国HERMES航天飞机。该风洞主要有2个轴对称喷管:一个是出口直径0.68m、M-6.4喷管;另一个是出口直径lm、M-10喷管,该喷管可以通过改变喉道达到M=12。该风洞采用卵床蓄热式加热器,最高温度1850K,是一座暂冲、 相似文献
928.
在简述火星与地球大气飞行环境差异的基础上,分析研究了火星飞机主要布局特征和动力推进问题;阐述了国外开展火星飞机研究发展的地面模拟设备--火星风洞的情况,意在跟踪国外新技术走向,为国内航空航天未来发展提供参考. 相似文献
929.
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采用运动学建模方式对无人机进行总体设计,并通过数字风洞仿真实验对其进行验证,结果表明设计指标正确、合理。 相似文献