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991.
992.
993.
为揭示叶栅等离子体流动控制的影响规律与作用机理,对等离子体气动激励前后高负荷压气机叶栅内部流动和拓扑结构进行了对比研究。结果表明:等离子体气动激励抑制叶栅流动分离的作用效果最明显的区域位于总压损失区域与主流区域的边界上;不同等离子体气动激励布局,对固壁面拓扑结构以及奇点总数的影响规律不同;吸力面流向激励通过增强附面层流体抵抗逆压梯度的能力,可以改善叶栅中间叶高流动特性;端壁横向激励通过抑制横向流动,抑制角区流动分离能力较强,并改变叶片展向的负荷分布;组合激励结合了吸力面流向激励和端壁横向激励的作用优势,因而提高叶栅气动性能、降低流动损失的效果最好。 相似文献
994.
995.
996.
边界层吸气对压气机叶栅角区分离损失的控制 总被引:1,自引:0,他引:1
压气机角区的大范围回流通常会引起叶片通道中的三维阻塞现象,并伴随有强烈的掺混流动损失。采用德国航空航天中心(DLR)开发的TRACE程序,在其推进技术研究所的高速压气机叶栅试验台(包含5个NACA65K48直叶片)上,研究了位于端壁上的边界层吸气措施——叶片弦中近尾缘吸气槽(MTE)对该直压气机叶栅通道的角区分离进行控制,减小二次流动损失,进而削弱其对总损失的影响。通过基于定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方法的数值模拟研究与相应的试验研究对比,端壁边界层吸气能够较好地重新组织角区气流流动,减弱附着于叶片吸力面尾缘的集中脱落涡,使得角区分离涡强度显著降低,由此引起的二次流损失也明显降低,与无吸气状态相比最大降幅可达81.2%;在设计状态下采用吸气流量率为1%的MTE,总压损失有很大程度的降低:在数值计算中,降幅为15.2%;试验测量中为9.7%。 相似文献
997.
为了在叶型设计阶段尽可能减小角区分离的可能性,用数值模拟方法研究角区分离形式对扩压叶栅气动性能的影响,以及叶型参数对角区分离形式和分离范围的影响。角区分离改变了吸力面的静压分布,静压沿叶展方向呈现出"C"型压力分布,与开式分离相比闭式分离加剧了吸力面的"C"型压力分布,闭式分离造成下端壁吸力面最低压力点后的流向逆压力梯度增加。分离降低叶栅扩压能力,增大损失,与开式分离相比闭式分离的气动性能降低更显著。研究结果表明:角区分离受叶型参数的影响较大,随着叶型相对厚度的增加、中弧线挠度增大、最大厚度位置后移吸力面最大厚度位置之后的型线曲率的变化梯度增大,吸力面最低压力点之后的流向逆压力梯度和吸力面展向压力梯度增大,进而增大角区分离范围,改变分离形式,由开式分离向闭式分离转变。 相似文献
998.
嵌入式仿真训练是军事训练技术的最新发展趋势之一。本文阐述了嵌入式仿真的概念、原理及系统的主要组成,介绍了嵌入式在军事训练中的应用现状,分析了嵌入式训练方式在军事训练中的应用定位,最后结合航空兵战术对抗训练的嵌入式系统,给出了系统的模块组成及作战过程。 相似文献
999.
介绍了嵌入式仿真技术及其发展,将嵌入式仿真与雷达模拟训练相结合,构成了能够嵌入到机械扫描雷达实装的模拟训练系统。描述了对嵌入式仿真训练系统的结构组成以及部分模块的功能,研究了模拟雷达视频回波数据的方法和模型,包括目标回波、地物杂波、海杂波、气象杂波、有源干扰和接收机内部噪声,利用数学模型计算回波的强度、方位、距离等特性,调制实际录取的回波数据,生成与态势设置参数相应的模拟回波数据,能够对信号处理操作和抗干扰操作做出响应。通过对视频回波进行仿真,由终端显示画面可知模拟的回波数据具有较高的逼真度,经测试模拟视频回波能够被雷达显控终端识别。 相似文献
1000.
阐述了美国空军和海军教练机装备发展现状,分析了美国空军和海军教练机装备联合发展的过程、原因以及优势,并结合我国空军和海军教练机的发展情况,得出我国空/海军教练机装备联合发展的几点启示。 相似文献