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671.
利用二维激光多普勒测速仪对零压力梯度下光滑面和小尺度沟槽面的沟槽及峰上部区域中湍流边界层流场进行了对比测量。笔者着重考察了在相同流动条件下两位置的平均速度、流向速度脉动强度、高阶矩以及雷诺剪应力的分布特性。实验中发现:沟槽能够增加粘性底层的厚度,减小壁面剪切力,有减阻效应。而此处的流向速度脉动的强度、高阶矩以及雷诺剪应力在距离壁面的不同区域中均有减小或降低,说明沟槽具有削弱湍流湍动的功能;而峰上部的湍流统计平均量则表现出与槽相反的结果或趋势。还讨论了该沟槽面减阻的原因。 相似文献
672.
在高性能航空与民用燃汽轮机设计过程中,涡轮叶栅内部叶片表面边界层由层流向湍流的转捩始终得到设计者的关注,原因就在于叶片表面边界层流态与叶型损失密切相关。笔者在特定的低速来流条件下,采用多种剪敏液晶显示材料,深入研究了叶栅风洞中叶片表面边界层流态剪敏液晶显示技术,对美国联合技术公司(UTC)提供的涡轮叶栅进行了大量吹风实验,从实验拍摄的图像分析,证实了该项技术能够在一定范围内较为准确地探测叶片表面边界层转捩的发生。为从机理上更深刻地认识叶片表面粘性边界层转捩机制,笔者对来流马赫数和冲角对转捩过程的影响进行了分析。 相似文献
673.
674.
675.
以表面热膜法和红外图象法作为主要方法,以油流法和荧光微丝法作为辅助方法,在低速风洞中,对三维边界层转捩现象进行了实验研究,发展了一种可供实用的定量确定三维边界层转捩区位置的新方法——热膜-红外法 相似文献
676.
677.
给出了马赫数2~6、单位雷诺数(0.8~6.0)×107/m时下吹式风洞中可调节三维进气道的试验研究结果.研究了前缘前掠和后掠方案以及进气道入口前边界层的影响.测量了内流道内的压力分布、质量流量和总压恢复系数;确定了进气道启动与马赫数和流动工况的关系.研究结果表明:边界层对流场结构和模型进气道的性能有着决定性影响,相对简单的进气道调节方案可以增大其稳定运行范围. 相似文献
678.
在前期单/双平台问题研究的基础上[1 ],就学术上和工程应用中关注的碳在空气中燃烧的"快反应"和"慢反应"问题进行了深入分析,研究发现被广泛使用50余年的"慢反应"并不存在,而被弃置的"快反应"则真实存在,且具有重要的应用价值。采用"快反应"动力学数据,同时考虑CO、CO2两个烧蚀产物,得到的无量纲烧蚀速率随温度的变化曲线存在两个平台,其中,温度稍低情况下出现的第一平台对应的主要烧蚀产物为CO2,温度稍高情况下出现的第二平台对应的主要烧蚀产物为CO,且第一平台对应的无量纲烧蚀速率恰好是第二平台的1/2。过去常被忽略的CO2扮演了重要角色,由它产生的第一平台,将以往文献中看似完全独立、毫无关系的"快反应"和"慢反应"曲线建立了联系。理论分析表明:第一平台之前的快速上升段属于从速率控制区到扩散控制区的过渡区,第一平台及其以后的区域都属于扩散控制区(包括两个平台之间的连接线),它是由反应生成物CO与CO2的分压比δ从0到∞的变化引起的,与表面化学反应动力学条件完全无关。由"双平台"理论得到的从低温到高温、由速率控制区经由过渡区到达扩散控制区的整条烧蚀速率曲线,与实验结果完全吻合。 相似文献
679.
为了探究进气道肩部膨胀扇以及不同压缩方式对进气道自起动性能的影响,结合具体的进气道构型,针对不同的压缩角、边界层厚度开展了马赫数4.0级的风洞试验研究。结果表明:在不起动分离区同侧的膨胀扇会对当地气流加速,降低局部压强,进而对压缩激波较强时的进气道自起动过程有明显改善。而唇罩分级压缩对二元进气道的自起动能力也有提高效果。此外,对比侧压模型与顶压模型的试验结果发现,边界层厚度对侧压模型自起动性能的影响趋势与顶压式存在明显的差异。与此同时,当自起动受限于几何喉道的进气道构型,压缩方式对进气道自起动性能的影响不明显,但是对于由压缩激波-边界层干扰诱导分离区形成的气动喉道决定能否起动的进气道,侧压方式有利于提高进气道的自起动性能。 相似文献
680.
吸气式高超声速飞行器边界层控制研究概述 总被引:2,自引:0,他引:2
吸气式高超声速飞行器是近空间飞行器研究的重要内容之一.文章概述了近年来美国NASA兰利研究中心使用Hyper-X模型进行吸气式高超声速飞行器边界层主动和被动控制研究的情况.NASA兰利研究中心在20in马赫数6和31in马赫数10风洞使用Hyper-X模型进行了高超声速边界层控制主动和被动方法研究,评估了强迫转捩几种概念的有效性,包括使用被动离散粗糙元和主动质量增加(吹气).被动粗糙度研究产生的后掠斜坡构型已经成功用于马赫数7飞行试验.介绍了研究采用的各种边界层主、被动控制构型及试验模型热传导分布、激波系分布和表面流谱测量方法;对部分边界层主、被动控制典型结果进行了比较. 相似文献