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651.
高空长航时无人飞行器(HALE UAV)由于飞行环境空气稀薄、雷诺数低导致其气动性能恶化,如何通过流动控制改善机翼低雷诺数气动性能受到越来越多的关注。在低速风洞中通过测力、测压和边界层测试等试验技术开展了NACA 633-421直机翼模型气动特性试验和流动控制研究。天平测力结果表明:随雷诺数降低(Re<1.4×105)机翼气动特性迅速恶化;最大升力系数损失严重,失速迎角急剧降低;分析翼面压力分布结果显示,机翼表面产生层流分离泡(LSB),其长度变化、位置前移和最终发生破裂的发展过程是导致机翼低雷诺数气动性能恶化的主要原因。采用合成微射流(Micro-SJ)对翼面层流分离泡进行流动控制,失速迎角推迟了11°,机翼最大升力系数由0.59提升至1.10,最大升阻比增加了13.6%。合成微射流控制具有选频特性,驱动频率f=200~400 Hz的合成微射流控制效果最佳,更易促进分离剪切层提前转捩,形成湍流再附,使得层流分离泡长度缩短。 相似文献
652.
对不同开启方式下短舱泄压门性能特性进行了数值模拟,并根据NACA TN4007报告中的试验数据验证了数值计算的正确性,在此基础上,研究了在不同马赫数(Ma=0.5,0.7,0.9)和不同压力比(Rp=1.2,1.4,1.6)下开启方式对泄压门排放性能和受力特性的影响。计算结果表明:在一定马赫数下,泄压门排放系数随压力比的增加而增加;而在一定压力比下,泄压门排放系数随马赫数的升高而减小;在开启方式2下泄压门排放系数略优于开启方式1下,由于开启方式1下泄压门平行于来流,因此开启方式1下泄压门推力系数远小于开启方式2下,而泄压门力矩系数高于开启方式2下,约为开启方式2下的2倍。 相似文献
653.
基于对轴对称基准流场参数化研究选取半径适当小的可变中心体,再对其他设计参数进行灵敏度分析,得到设计参数对基准流场整体性能的影响规律,系数c的影响最为明显,同时各个设计参数之间耦合效应影响也很大。运用样本数据库,构建相应的神经网络近似模型并结合邻域培植多目标遗传算法对轴对称基准流场在马赫数为6时进行三目标优化,优化后的基准流场内收缩比降低了7.7%,总压恢复系数提高了2.3%,并且静压比提高了7.1%。基于此优化结果,进行内转进气道型面设计并对其在马赫数为3~6条件下黏性数值模拟,结果表明:优化后的内转进气道在马赫数为3工作时能够正常起动,在马赫数为4~6工作时,进气道有较高的压缩量,较好的流量捕获能力和总压恢复性能。 相似文献
654.
655.
为了提高空管自动化水平并降低运行成本,提出一种基于计算机图像处理技术的民用航空器注册号识别方法.首先将全局阈值分割算法与形态学分割算法结合,实现对航空器图像中注册号的精确定位.然后采用主成分分析法解决注册号倾斜校正问题,并分别针对粘连和非粘连情况的注册号字符进行有效切割.最后利用基于特征提取的模板匹配算法,完成对注册号字符的准确识别.在此基础上,基于MATLAB搭建实验测试平台对上述方法进行仿真验证.实验结果表明,方法能够针对不同角度拍摄的航空器图像快速、准确地识别其注册号,单幅图像识别耗时在0.5 s左右.相比于其他方法,在图像拍摄方面要求较低,有效性与鲁棒性较高,计算速度较快,可以满足实时监控的需求. 相似文献
656.
低雷诺数下横流-射流中剪切涡的试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为深入分析横流-射流(JICF)的流动特性及其中的复杂涡系结构,从流动机理上研究燃机叶片气膜冷却,揭示高温燃气流与冷却流的掺混机理,本文对横向流中单孔射流所形成的剪切涡开展了试验研究。主要研究了速度比、雷诺数及射流角对JICF所形成剪切涡的影响。结果表明:速度比、雷诺数以及射流角会改变主流与射流之间的掺混程度,从而改变射流轨迹的曲率、高度及垂向渗透能力,最终改变剪切涡的特性;迎风涡与背风涡分别是由射流边界层涡与主流边界层涡形成的,当主流边界层涡强度大于射流边界层涡时,背风涡是流场的主导结构,反之,迎风涡将成为流场的主要涡系结构。 相似文献
657.
针对某轴流压气机转子,结合地面试验采用5通道的数值模拟方法在两个海拔高度下对该转子进行数值模拟,分析雷诺数(Re)对压气机中非定常流动的影响。在地面条件下数值模拟绝对坐标系下的频率均落于试验旋转不稳定(RI)的驼峰频率带宽范围内。相对坐标系下相邻通道的数值监测信号互功率谱证明了压气机中周向扰动的存在。该周向扰动的产生是泄漏流与叶顶载荷分布周期性相互作用的结果。高空20 km下压气机中存在特征频率不同的多个周向扰动。此时在叶片近吸力面的尾缘处存在较大范围的流动分离区,由此引起的径向低能流体与叶顶间隙泄漏流相互作用,并共同影响叶顶载荷分布,引起低雷诺数下压气机流动非定常性周向传播。 相似文献
658.
以临近空间太阳能无人机研究为背景,针对高空低雷诺数状态下多螺旋桨/机翼构型进行了耦合气动设计研究。首先,通过对典型多螺旋桨/机翼构型进行气动特性及流动特性分析,提出了以在多螺旋桨滑流影响下构建机翼近壁面理想流态分布形式为核心的低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合气动设计思想;然后,基于该耦合设计思想,依次进行了多螺旋桨布局参数设计研究、低雷诺数流态区域二维翼型设计研究以及近似高雷诺数流态区域耦合螺旋桨滑流影响的机翼翼段设计研究;最后,通过相关设计结果的对比分析验证了所提出低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合气动设计思想及设计方法的有效性和可靠性。结果表明:与常规仅进行低雷诺数翼型优化得到的设计结果相比较,基于所提出低雷诺数多螺旋桨/机翼耦合设计思想设计得到的多螺旋桨/机翼构型气动特性得到显著改善,在设计状态下,多螺旋桨滑流影响下的机翼阻力相对降低达8.8%,升阻比相对增大达12.1%,由多螺旋桨滑流为机翼气动特性带来的不利影响亦得到约64.5%的补偿和改善。 相似文献
659.
660.