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201.
为满足民机市场对飞机高效、经济的需求,飞机在巡航飞行阶段必须具有飞行速度高、阻力小等特性,具体到气动设计方面,就要求飞机的机翼具有较大的翼载荷,即减小机翼面积以减小阻力,这给飞机起飞着陆阶段使用的增升装置的设计提出更高的要求。运用计算流体力学的方法进行了民用飞机二维增升装置,即多段翼型的设计,得到了良好的设计结果,并验证了在二维增升装置设计过程中采用前缘缝翼外形设计——带前缘缝翼进行后缘襟翼外形设计——前后缘增升装置缝道参数优化——起飞、着陆构型协调的设计路线图的可行性与有效性。 相似文献
202.
用数值计算的方法研究了冲击-多斜孔壁复合冷却方式的冷却特性,在保证当量开孔面积相同且压降相同的前提下,研究了冲击孔壁与多斜孔壁开孔面积比 变化对冷却特性的影响。研究发现,随着冲击孔与多斜孔开孔面积比减小,多斜孔壁气膜出流速度降低,气膜覆盖增强,冲击换热系数呈增大趋势,使得模型冷却效果增强;多斜孔壁热侧、冷侧与多斜孔孔内换热量随开孔面积比减小而减小,多斜孔内换热量在模型总体换热量中所占比例逐渐增加。 相似文献
203.
204.
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206.
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208.
30P-30N多段翼型复杂流场数值模拟技术研究 总被引:2,自引:0,他引:2
采用"亚跨超CFD软件平台"(TRIP2.0)数值模拟了30P-30N多段翼型的复杂流场,主要目的是考核湍流模型、转捩位置对多段翼型压力分布和典型站位速度型的影响。本文通过求解任意坐标系下的雷诺平均的N-S方程,采用多块对接结构网格技术,在与相应试验结果对比的基础上,详细研究了SA一方程湍流模型、SST两方程湍流模型、不同的转捩位置对该翼型压力分布和典型站位速度型的影响。本文的研究结果表明,采用全湍流模拟方式可以较好地模拟该多段翼型的压力分布,但对速度型的模拟精度较差;模拟试验的转捩位置可以改善主翼附面层与前缘缝翼边界层尾迹区的模拟精度;采用微吸气技术推迟前缘缝翼的转捩位置,可以进一步提高缝翼尾迹区的数值模拟精度。 相似文献
209.
210.
在单脉冲冲量测量方法的基础上,增加激光脉冲提取和摆杆控制单元,提出了一种基于复摆模型的多脉冲冲量耦合系数测量方法。分析了多脉冲的两种测量模式及实现流程,解决了数据处理面临的新问题,并对该方法进行了检验,结果表明:所设计的激光脉冲提取和摆杆控制单元满足25Hz频率要求,可实现在40ms内提取多脉冲序列的任意一个脉冲;模拟多脉冲序列下测得两种模式15°锥形喷管的冲量耦合系数为371.0~375.3N/MW,具有很好的一致性。该方法可用于吸气式激光推进的多脉冲性能研究,并作为其他多脉冲研究方法的有效补充。 相似文献