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211.
分析了管内激波串振荡引起的壁面压力脉动特性.采用直联风洞实验方式结合动态压力测量技术获得了矩形管道内不同激波串位置下的壁面压力分布数据,对所得压力脉动幅值、功率谱密度曲线等结果进行分析,探讨激波串流动非定常特点与引起压力脉动的机制. 相似文献
212.
213.
针对同体火箭发动机的二维缩比实验器,搭建了高速摄影平台,利用示踪粒子的散射作用,采用连续片光流动显示技术,对流场中的旋涡运动进行了实验研究.实验结果表明:后向台阶处存在明显的流动分离,产生了旋涡.旋涡有规律地脱落,并在随主流向下游传播的过程中尺度逐渐变大;大多数脱落的旋涡撞击潜入式喷管潜入段发生破碎,其中一部分直接流出喷管,而另一部分进入潜入式喷管背区空腔内;少数脱落的旋涡由于大尺度旋涡运动的卷吸作用直接进入潜入式喷管背区空腔,而没有与潜入式喷管潜入段发生碰撞,研究结果可以提高对真实固体火箭发动机中流场的认识,并为数值计算方法提供实验验证. 相似文献
214.
导出了正弦来流条件下的大气表面层平均风速及湍流强度的计算式.在环境风洞中使用粒子图像速度仪(PIV)对正弦来流条件下的大气表面层平均风速廓线和湍流强度进行了测量.结果表明:正弦型来流条件下所模拟的大气表面层在不同高度上风速均呈正弦规律波动,测量得到平均风速与导出计算式结果一致,相当于在定常风速廓线基础上叠加一个周期与主流风速一致、振幅随高度变化的正弦波动函数.每一个相位的湍流强度沿高度的分布均与定常来流条件下的湍流强度有着相似的变化规律,且湍流强度的大小随相位变化呈现一定的波动性. 相似文献
215.
将条状电极和磁极交错布置的电磁场激活板置于弱电解质溶液中,在流体边界层上产生具有明显分布特征的电磁力(Lorentz力),利用电磁力可以改变流体边界层的结构,控制边界层的流动脱落与分离,可以增加翼型升力,减少其阻力,实现对翼型失速的控制.利用电磁力控制流体边界层的方法属流体主动控制方法之一.本文首先基于电磁场和流体的基本方程,对置于弱电解质中的不同极板宽度的电磁激活板周围的电磁场及产生的Lorentz力进行了数值模拟;其次,通过实验来验证此方法的有效性.将包覆有电磁激活板的翼型置于弱电解质溶液中,利用基于TMS320F2812(DSP芯片)组建的翼型失速实验控制系统来灵活改变翼型的迎角和转速,测量升力和阻力的变化;实验结果表明,正向电磁力能够有效地抑制和延缓翼型失速现象的发生. 相似文献
216.
217.
218.
汽车风洞支撑干扰扣除方法研究 总被引:2,自引:0,他引:2
借鉴航空风洞镜像法原理,提出一种针对汽车风洞支撑气动干扰扣除的方法.在汽车风洞中完成汽车模型和天平支撑连接或分离的两次风洞试验,得到了汽车模型的气动力和支撑对汽车模型的干扰力之和.为了扣除模型支撑对汽车模型气动力测量的影响,在进行风洞试验的同时,应用CFD软件进行工况完全一致的数值仿真,计算模型支撑对不同车型气动阻力的影响.最后,通过归纳的修正公式将数值仿真获得的影响数值转化为汽车风洞试验的影响数值,获得汽车风洞试验的最终阻力系数结果.结合风洞试验和数值仿真的研究结果表明两种方法互相验证,互相补充,可以解决汽车风洞试验时支撑干扰扣除的实际工程问题. 相似文献
219.
布置有多层孔板(丝网)的大开角扩散段通过参数的优化设计,可有效缩短暂冲式风洞启动时间,均匀进入稳定段的气流速度,并降低阀后噪声和气流脉动.针对某大型暂冲式风洞大开角扩散段设计关键技术开展专题研究,设计并进行了不同扩散段扩开角角度和中心体分流锥型式的组合实验,从压力损失、出口截面速度分布和降噪特性三个方面进行了对比分析.试验结果表明:试验件45°扩开角+65°平底锥的压力损失相对最小,而增加导流尾锥的中心分流锥由于底部难以形成稳态的分离涡使得其压力损失明显偏大,其它试验件组合的压力损失值则相接近;各试验件出口截面的速压分布均呈现以中轴线对称分布的双驼峰趋势,且孔板的开孔率偏高时出口剖面速度分布相对更平滑;试验马赫数下的大开角段对气流噪声的消声量约为12~14dB,对频率在2kHz以上的气流噪声具有相对较强的消声能力,同时气流经过设置有多层孔板的大开角扩散段后,气流波动幅值明显降低,气流脉动得到有效地抑制. 相似文献
220.
在平面透平叶栅风洞中,测量了一种典型透平静叶型直叶片叶栅和叶片弯曲角分别为-10°、-20°的反弯曲叶片叶栅的出口流场和叶片表面静压.定量地分析了叶片反弯曲对叶栅出口二次流、总压损失和气流角的影响,并探讨了叶片反弯曲作用的机理.结果表明:叶片反弯曲在叶片表面特别是吸力面建立了反"C"形压力分布,它是引起叶栅性能和流场变化的主要原因,但叶片反弯曲不能改善叶栅的气动性能. 相似文献