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731.
提出了一种激波系整体重构的激波控制技术,并对其流动机理和控制规律进行了仿真分析,继而探索了其在定几何可调进气道上的应用.研究结果表明:该激波控制方法可对前体第1级激波进行有效推动,并可减弱第2级激波强度甚至使其完全蜕化,故实现了对前体激波系的重新构造.随着二次流注入缝的角度增大,将前体激波推动至贴口状态所需消耗的二次流流量逐步减少.并且,最多消耗占主流2.04%的二次流,便可使该进气道在马赫数为5.0~6.0范围内保持贴口状态.与已有各级激波独立控制的可调进气道相比,该进气道在调节状态下的总压恢复较高、消耗的二次流较少,具有明显的优势. 相似文献
732.
单级轴流压气机叶端区二次流动的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为揭示某单级压气机非设计转速下影响效率和稳定性的关键因素,采用实验和数值模拟相结合的方法,系统地研究了该压气机动、静叶通道内的二次流动随工况(即叶片负荷)的变化规律.对于转子,大流量工况叶端区的二次流主要以泄漏流/泄漏涡和轮毂角区分离为主,而到了峰值效率和近失速工况,整个叶高基元的过度扩压导致的叶片失速抑制了轮毂角区失速的发生.静叶叶尖端区的二次流动虽然具有三维性,但到了近失速工况它依然没有发展成为角区失速.静叶叶根的泄漏流动虽然对端壁附面层的低能流体向轮毂吸力面角区的汇聚起到了一定的抑制作用,但它对角区失速的控制效果却受到压气机不同流量工况的影响.近失速工况叶根泄漏流动抑制角区失速的能力不足是导致压气机效率下降的主要因素,而转子叶尖的二次流动造成的对整个叶尖通道的阻塞是限制压气机稳定性的关键因素. 相似文献
733.
This study concerns the characterization of both the steady and unsteady flows and the analysis of stator/rotor interactions of a two-stage axial turbine. The predicted aerodynamic performances show noticeable differences when simulating the turbine stages simultaneously or separately. By considering the multi-blade per row and the scaling technique, the Computational fluid dynamics(CFD) produced better results concerning the effect of pitchwise positions between vanes and blades. The recorded pressure fluctuations exhibit a high unsteadiness characterized by a space–time periodicity described by a double Fourier decomposition. The Fast Fourier Transform FFT analysis of the static pressure fluctuations recorded at different interfaces reveals the existence of principal harmonics and their multiples, and each lobed structure of pressure wave corresponds to the number of vane/blade count. The potential effect is seen to propagate both upstream and downstream of each blade row and becomes accentuated at low mass flow rates. Between vanes and blades, the potential effect is seen to dominate the quasi totality of blade span, while downstream the blades this effect seems to dominate from hub to mid span. Near the shroud the prevailing effect is rather linked to the blade tip flow structure. 相似文献
734.
S. Patsourakos J.-C. Vial J.-R. Gabryl S. Koutchmy U. Schühle 《Space Science Reviews》1999,87(1-2):291-294
Polar coronal holes represent the most convincing site from which the high-speed solar wind originates. Here we report high-accuracy Doppler shifts measured in the O VI (1037.6 Å) line obtained by SUMER on SOHO inside an interplume region within the south polar coronal hole. We infer limits on the outflow velocity and draw hints about the flow geometry. 相似文献
735.
736.
高超声速飞行器飞行特性和控制的若干问题 总被引:5,自引:0,他引:5
首先凹顾了近年来国外高超声速飞行器的研究现状和进展.对高超声速飞行器的一些相关技术进行了总结。其次.分析了高超声速飞行器飞行过程中的特性、再入大气层过程,以及目前可行的两极入轨方案。最后对高超声速飞行器的飞行控制方法进行了回顾和展望。 相似文献
737.
738.
739.
高超声速化学反应源项雅可比矩阵的对角化 总被引:1,自引:0,他引:1
基于Von Neumann稳定性理论,对高超声速化学反应流中源项雅可比(Jacobian)矩阵应用不同对角化方法的耦合隐式格式进行稳定性分析。详细推导出对角化方法情况下数值方法的增长因子,并分析不同对角化方法条件下的增长因子与CFL (Courant-Friedrichs-Lewy)数及波数之间的关系。理论分析与数值验证表明,Kim方法较Eberhardt和Ju方法更适合源项雅可比矩阵的对角化,保证数值求解在较大的CFL数条件下也能够实现稳定快速计算。另外,结合计算得到的刚性参数,稳定性分析结果还指出在高超声速化学反应外部流场中,激波与驻点之间的亚声速高温高压状态是导致数值格式计算不稳定的物理因素。 相似文献
740.
采用多阶段曲线拟合技术,对双平面拍摄风洞自由飞试验获得的高超声速下非旋转钝锥角运动观测值作了拟合,获得了与试验观测值重合度较好的拟合曲线,进而实现了对试验模型非线性角运动轨迹的重构,获得了5次试验的复攻角和总攻角曲线,并进而对非旋转钝锥非线性角运动的特点和规律进行了分析。结果分析表明:模型复攻角曲线可能逆时针方向转动也可能顺时针方向转动,甚至可能改变转动方向;复攻角曲线多呈“椭”圆锥运动,且椭圆运动的长轴在大小和方向上均可能发生变化;总攻角幅值呈振荡变化,但多呈总体上减小的趋势;由于角运动的非线性特性,同样的试验模型在不同的预置攻角情况下其角运动特性也呈现出很大的不同。 相似文献