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971.
972.
边界层方程消去奇性机理的分析与分离流的计算 总被引:3,自引:2,他引:1
本文对各种边界层反方法何以能消去Goldstein奇性的机理进行了详细分析,指出了它们都是为消去x(uy)0在分离点的不确定性和为其定值提供某种内在机制。文中还导出了三维粘性-无粘干扰模型的表达式。并将它同全三维边界层方程耦合求解,在一个后掠机翼上解出了攻角等于20°的大范围后部分离流场。 相似文献
973.
徐云浪 《飞机设计参考资料》2003,(4):58-62
文章回顾了空气动力学实验室(IAR)近年来在气动力设计、多学科设计优化、悬挂物运载及投放等项目上的研究活动。这些项目在系统模拟和优化方面无一例外地使用了计算机智能技术,比如气动力设计项目,就是以微量遗传学算法(Micro-Genetic Algorithm(μGA))为基础,开发了模拟神经网格(Artificial Neural Networks(ANN))技术,建立了可靠、高效的设计方法。需要考虑多学科的大型系统设计,研究后发现采取协作优化策略就很合适。对于悬挂物运载及投放项目,发现利用模拟神经网格技术能有效地模拟悬挂物气动载荷,最终能显著改善投放轨迹预测的精度及模型实验的效率。 相似文献
974.
流动显示演示了轴对称钝体前缘分离剪切层中Kelvin-Helmholtz不稳定波的演化发展情况。声激励状态下的流场结构与自然状态相比发生了很大的变化,分离剪切层与外加声激励的相互艇蕴含着魔鬼台阶段象,该现象经常在两个振子相互耦合的动力系统中产生。 相似文献
975.
导弹飞行试验时制导系统误差系数(工具误差)与地面试验的误差系数是否一致(或部分一致),这是人们比较关心的问题,本文从理论上介绍了线性模型假设检验方法,应用这种方法检验制导系统工具误差天地因子的一致性,若一致(或部分一致)则验前信息可被充分利用以提高制导系统误差系数分离的效果。 相似文献
976.
977.
为了研究波形壁湍流及由波形壁引起的扰动场,本文将N-S方程的联立解法应用于湍流。扰动场是从时间平均的湍流场中直接分解出来的。由此计算的类Stokes层仅局限于壁面附近的薄层内,它的特征可以通过对扰动场的分析加以解释。 相似文献
978.
应用三阶的WENO格式,结合k-ε两方程湍流模型,求解二维Favre平均N-S方程,计算了平板上横向喷出的音速气流和马赫数为3.71的超音速气流的混合流场。计算结果与实验结果比较吻合。对比了不同边界层厚度的影响,结果表明,随着边界层厚度的增加,分离点的位置远离射流,穿透深度增加。 相似文献
979.
高滨 《运载火箭与返回技术》2004,25(1):55-59
文章主要介绍了航天飞行器上使用的各种火工驱动分离装置的特点和性能,分析了应用情况,提出了今后研究的方向。 相似文献
980.
为了使进气道尽可能短而又使附面层放气量少,必须挖掘附面层本身的潜力.运用Stratford紊流附面层分离准则,找到一种特殊型面,令附面层沿型面尽可能多地保持在一种即将分离而尚未分离状态,即所谓“连续零壁面摩擦流动”.只须少量放气,即可避免分离.模型的半自由射流风洞试验结果,与有限差分数值计算结果比较接近.只须放去<1%进气道流量,即可使亚音段长度缩短50%,而无分离产生.由于长度大大缩短,并放出一部份低能流,可减弱冲波与附面层干扰,改善总压恢复和出口流场,减轻结构重量,改善刚度,并为燃烧室发展提供更多空间. 相似文献