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301.
数值模拟了三维粘性半球柱喷流流场,数值格式为Jameson的显式中心有限体积方法.针对喷流下游出流边界出现的亚音速外部绕流与超音速喷流的相互作用的问题,重点对比研究4种下游出流边界条件的处理方法:①Riemann不变量关系法;②内点外差法;③依边界当地Ma数,亚音速时采用Riemann不变量关系法,超音速时采用内点外差法;④特征变量法. 相似文献
302.
在双三角翼、椭圆机身的冀身融合体气动布局中配置二元矢量喷管,本文对该布局形式的矢量喷流和主流绕流之间的干扰流场及其对机翼气动特性的影响进行了系统的实验研究。结果表明,矢量喷流对主流及其气动特性的干扰效应可以分为三类:矢量喷流对附流的干扰效应仅限于喷口附近,主要表现为引射或阻塞作用;矢量喷流对前缘涡的干扰效应起稳定旋涡的作用,这样对稳定涡系的干扰影响很弱,但对破裂涡绕流的干扰效应较强,且随喷流矢量角的增大而增强。 相似文献
303.
垂直喷流与外流干扰的计算方法 总被引:1,自引:0,他引:1
将实验数据库方法应用于侧喷与主流干扰的绕流单独体的复杂流动,得到了相似参数Q,即一比与干扰因子Kn、Km和Q之积的线性关系。应用该线性关系,成功地相关了关于Kn、Km和Q的实验数据,并使用这一关系式,很容易计算出干扰气动力和压力中心,计算结果表明,该 具有纠正实验偏差的能力,并提出了获得可靠实验结果的建议。 相似文献
304.
反向喷流与主流干扰数值模拟 总被引:3,自引:0,他引:3
反向喷流是改变钝体迎风面压力和温度分布的有效手段之一,所以了解反向喷流场对再入体防热及减阻设计具有重要意义,本文用有差分法求解轴称N-S方程模拟了球柱体部反向喷流与超声速自由来流的干扰流场。研究了喷流出口压力对流场的影响,物面压力分布及喷流Mach盘、弓形激波的脱体距离与实验值进行了比较,取得了一致的结果,喷流附近分离区的再附位置及再附产生的激波位置也与实验相符,但高压比下再附激波略强于实验。 相似文献
305.
306.
在超声速燃烧室的壁面上安装具有不同长深比、深度以及后壁倾角的凹腔,在凹腔上游壁面横向喷注燃料射流。分别利用掺有丙酮蒸气的氦气和氢气模拟不燃烧和燃烧两种情况下的横向燃料喷流,利用平面激光诱导荧光技术分别对流场中不同截面上的丙酮和氢氧基进行成像,同时对不燃烧情况下的喷流流场进行了数值仿真。研究发现:凹腔结构主要通过影响由凹腔后壁高压区向凹腔前壁传播高压扰动的行为来影响凹腔内部的静压分布,从而影响燃料的流动过程;凹腔长深比减小、深度或后壁倾角增大都有助于高压扰动的前传,导致燃料不易向凹腔内部偏转以及进入凹腔的燃料质量减少;凹腔长深比和深度的增加可增大凹腔内低速回流区的范围,有助于增强凹腔内部的燃烧以及火焰稳定能力;凹腔后壁倾角对燃料燃烧的影响不显著。 相似文献
307.
应用非线性涡格法(NVLM)计算了大攻角战术弹的气动性能。通过迭代方法、分离涡理论模型的改进,以及采用一系列算法技巧,克服了收敛性上的困难。成功地模拟带弹身脱体涡的翼体组合和翼体尾组合各种分离涡和非线性气动性能;其中包括更为复杂的“××”布局。大大增加了NVLM在工程实用中的适应性和灵活性。 相似文献
308.
309.
310.
前缘缝翼是大型飞机起飞与降落阶段重要的增升装置,但受自身结构刚度及其支持刚度影响,承受气动载荷时缝翼易发生翘曲变形,与翼盒产生缝隙,影响到机翼的气动效率。为消除巡航状态缝翼的变形,提高机翼气动效率,提出前缘缝翼干涉尾缘结构设计技术。对影响前缘缝翼结构法向和弦向变形的主要因素进行理论分析。以国内某大型飞机前缘缝翼为研究对象,针对蒙皮等各结构尺寸对前缘缝翼本体刚度的影响,从质量和变形两方面进行详细论述。在保持原有前缘缝翼结构尺寸、质量的前提下,进行前缘缝翼干涉尾缘结构的设计。结果表明:所提的前缘缝翼干涉尾缘结构在巡航工况气动载荷下,可以保持与机翼不分离的状态,提高气动性能,且有效避免了质量的增加。 相似文献