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931.
氢燃料超燃冲压发动机燃烧室非结构网格数值模拟 总被引:3,自引:1,他引:2
采用格点有限体积法离散积分形式Favre平均的三维Navier-Stokes方程,基于非结构、混合网格发展了CFD并行隐式流场解算器AHL_UNS3D.计算了Burrows和Kurkov的二维氢气顺喷的扩散和反应流,出口参数和实验值较吻合,证明了软件具备多组分扩散流和湍流反应流的模拟能力,并将该软件分别应用到了Hyshot计划的地面实验超燃冲压发动机和NAL的双模态燃烧室模型的氢气燃烧湍流反应流的二维和三维jet-to-jet数值模拟中,得到了与实验值及文献一致的计算结果. 相似文献
932.
S形进气道内的流动分离和二次流造成进气道出口压力损失和气流畸变较为严重,严重影响发动机的工作性能。为改善其流场特性,采用交流介质阻挡放电(Alternating current dielectric barrier discharge,AC-DBD)等离子体激励器主动控制进气道内的流场。在来流风速为10m/s,雷诺数ReD为1.35×105的工况下,探究了控制位置、布局形式对控制效果的作用规律,从流向和出口截面流场及压力分布出发,探究了主动控制的机理。结果表明,AC-DBD等离子体激励器能够提高壁面静压恢复系数,抑制流动分离并改善出口压力畸变。激励器控制位置在分离点附近最佳,且以诱导气流与来流平行的布局形式最优。在本实验范围内,出口静压系数提高了8.94%,出口稳态畸变指数降低了4.58%。其控制机理是DBD等离子体产生的诱导气流直接加速边界层运动,提高边界层抵抗逆压梯度的能力,从而抑制流动分离。同时,抑制二次流运动,降低压力畸变。 相似文献
933.
935.
936.
系统地建立了含湍流的三维低空风切变模型,并综合分析了其对直升机飞行安全的威胁。建立了微下击暴流风场及大气湍流场组合的风切变模型,在不增加计算量的前提下,选取特征点发展直升机飞行动力学模型,有效捕捉了风切变的切变特性,提高了在风场中的动态响应计算精度。模型配备姿态保持功能的控制增稳系统已符合一般直升机的飞行状态,并改善机体响应。根据风速分布的特点,选取不同飞行速度、不同风场位置进行飞行仿真,定性地对比分析状态量变化与风场对应关系,并且以垂向通道为例,从动力学角度分析验证了响应的理论计算表达式。结果表明:湍流主要导致高频姿态角响应,风切变对飞行状态量变化占主导作用,且垂向风是引起威胁的主要因素,据此提出危险风场规避建议。 相似文献
937.
采用实验的方法,测试了黄原胶溶液在不同直径的光滑管道流动中的减阻特性和管径效应。其中变化参数为:(1)管道直径,共有3种管径,分别为5、10和20mm;(2)黄原胶溶液的浓度,变化范围为50~550ppm;(3)流速,用广义雷诺数(ReM)来表征,变化范围为0~50000。实验测量了不同参数下的管道压降Δp和体积流量Q,得到了黄原胶溶液浓度与减阻率的关系,以及ReM数对沿程阻力系数λ的影响,观测到黄原胶溶液减阻具有很明显的浓度效应,即随着溶液浓度的升高减阻率不断增大,直至达到最佳饱和减阻浓度,减阻率基本保持恒定。还观测到黄原胶溶液在不同管径中高低流速下表现出减阻类型的差异。 相似文献
938.
特型钝体绕流动态特性的低速实验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在低速自由射流风洞上 ,利用热线及相关设备对由半球头部、颈部及旋成体构成的特型钝体周围非定常流动的基本特性、联合特性及湍流度分布进行了测试与分析 ,实验工况为迎角α=- 1 5°~ 1 5°、侧滑角 β =0°~ 1 0°。结果表明 ,在上述工况范围内 ,该钝体周围流场中速度脉动的能量分布平坦 ,属宽频带随机信号 ,流场中没有发生明显的流动分离 ,流场动态品质良好 ;凹陷区内气流的脉动以不同的速度向下游空间传播 ;在上述α、β变化范围内 ,钝体颈部凹陷区的最大湍流度高达 1 0 .9~ 2 4.8%。 相似文献
939.
在精心研究大量实验数据的基础上,确定出一对孤立物体之间的超声速湍流准则,从而得到诸参量的基本关联规律。有了这样的关联,就有可能计算出处于另一物体近尾流中的物体的热和力的效应。 相似文献
940.