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991.
在大攻角空气动力学中,三维、非对称流场的密度显示是十分重要的。本文描述在超声速风洞中,应用光学纹影干涉层析术,显示大攻角钝锥的三维密度场的过程, 相似文献
992.
目前广泛使用的直接加热式换热器,存在着热效率低、振动和噪声大的问题。本文通过对汽泡运动与热交换的理论分析和数值计算,以及对蒸汽激励与防噪声的分析,提出既可提高热效率又可大大降低振动与噪声的结构方案。实验证明了这种结构方案的有效性及其在工程中应用的可行性。 相似文献
993.
本文采用微型计算机的彩色显示功能,对大尺度、小展弦比、大转折角二维透平转子叶栅流道内横截面上的总压分布进行了彩色显示研究。文中给出的测量截面上总压分布的彩色图象照片,可直观地看出通道涡在不同横截面上的尺度、位置和粘性涡核强度的变化。 相似文献
994.
对尖锐前缘、后掠角为60°的大迎角平板三角翼模型进行了水洞实验。附加小辅助件,使机翼前缘脱体涡推迟破裂。流动显示表明,在翼面上的适当位置安放圆弧形或三角形导流体,或在翼面上方另加一辅助小三角翼,能使涡破裂推迟的效果得到显著提高。此结果可供推迟涡破裂来改善飞机气动布局的研究工作参学。 相似文献
995.
996.
本文将近年发展起来的有限分析方法(Finite Analytic Method)用于曲线坐标系上紊流N-S方程的数值计算。计算了来流雷诺数为2.0×10~5,气流攻角分别为0°,10°,-10°三种情况的二维粘性紊流串列叶栅流场。文中用k—ε紊流模型模化紊流,以壁面函数方法处理近壁区流动参数。数值计算结果与实验结果相比较,吻合程度令人满意。 相似文献
997.
火箭发动机排气羽流的影响是研制火箭运载器的一个关键问题。本文综述了羽流对航天飞机和火箭底部流动、底部加热的影响。重点综述了冷气试验方法,并指出了冷气模拟试验的相似准则的参数组合关系式。冷气试验费用不大,试验周期短,是确定底部压力的最佳方法,试验重点在跨声速和低超声速飞行区域。本文对热气试验方法也作了介绍。热气试验可模拟羽流的真实热力学特性,但耗费大,技术复杂。火箭发动机羽流模拟应由风洞试验来确定。本文简述了进行羽流模拟试验的地面试验设备。 相似文献
998.
999.
采用激光诱导荧光的流动显示方法研究了在一对反对称模式工作的脉冲射流激励下,雷诺数约为33 000的圆形湍流射流的流场。捕捉了剪切层中大尺度展向涡结构的演化发展过程,研究了激励频率和振幅对涡结构以及强化混合效果的影响。结果表明:受激励后的主喷流剪切层中产生了交错的展向涡结构,引起了喷流的振荡,增强了卷吸能力。激励频率主要影响相邻涡环间的距离。存在最佳激励频率使喷流在受激励平面远场分叉、剪切层扩展最宽。激励振幅对涡结构也存在较大影响,振幅较大时产生的涡结构尺度更大、相干性更强、强化混合效果更好。 相似文献
1000.