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41.
流场可压缩性对涡相互作用影响的数值研究 总被引:1,自引:1,他引:0
涡相互作用作为冲压发动机喷注装置的典型抽象流动现象,研究其可压缩性影响对于认识包含化学反应的真实燃料喷射场具有一定基础理论价值。基于经过数值验证的可压缩Navier-Stokes算法与压力泊松方程初始条件设置方法研究流场可压缩性对涡相互作用演化过程的影响。结果表明,以较高涡旋马赫数表征的可压缩性在改变涡对形态的同时,具有延缓涡旋相互靠近,迟滞融合进程的作用。关于涡对系统开始融合的临界条件,可压缩相互作用开始的临界展弦比与无量纲时间相比于低速涡对明显提高。为在无量纲时间意义下统一不同马赫数涡对相互作用的进程,从涡心密度随时间变化规律出发在不可压涡对特征时间的基础上,初步构建了考虑可压缩性的时间尺度修正关系。 相似文献
42.
基于任意角度压缩感知(CS)方法分析了传感器安装角度偏差对风扇/压气机周向模态识别重构的影响,设计了一套自适应角度优化程序修正重构误差。利用数值试验探究了传感器角度偏差和数量对周向模态重构结果的影响,研究表明:当角度偏差等级为2.5%时,平均重构误差达到10%以上,若保证重构误差基本不变,将传感器数量从7个增加至25个,仅可以将角度偏差等级放宽至4%。而采用小生境微种群遗传算法进行自适应角度优化,在20 dB信噪比下,通过自适应角度优化可将角度偏差等级从2.5%放宽至10%,降低了传感器安装的精度要求。成功优化了一款冷却风扇在前三阶叶片通过频率下的主要周向声模态重构幅值。自适应角度优化算法有效提升了基于压缩感知的风扇/压气机周向模态重构可靠性。 相似文献
43.
唐曦文 《航空精密制造技术》2021,57(1):38-40
在飞机地面模拟试验环境下需要测试高升力系统襟翼扭力管旋转角度.由于扭力管属于系统试验件,在不改变试验环境构型的情况下不可截断或更换安装用于测试扭力管旋转角度的旋转编码器.本文利用同步轮法实现了在不破坏扭力管前提下安装旋转编码器测试扭力管旋转角度,方法简单、可靠,且容易实现,很好的满足了试验大纲要求. 相似文献
44.
风洞试验中模型迎角的精准测量是降低阻力系数误差的重要途径之一,为此,提出了基于单应性矩阵的模型迎角单目视频测量方法。该方法通过两个单应性矩阵,获取试验过程中相机实时位姿和标记点物方空间位置坐标,应用坐标旋转关系,完成试验模型的迎角测量。数值仿真试验结果表明:迎角测量误差与待测标记点到风洞壁板间的距离偏差近似为线性关系,因此,当标记点不满足共面条件时,可根据该特点进行测量误差修正。静态标定和风洞迎角测量试验结果表明:修正系统误差后,迎角实测数据的测量准度在0.01°以内,精度不超过0.012°。本文方法易于实施,工程实用价值强。 相似文献
45.
针对尖侧缘机身布局在大迎角下存在的正俯仰力矩(抬头力矩)问题,通过风洞试验,首先研究了俯仰力矩的迎角分区特性及流动演化规律:线性增长区(迎角为0°~15°),俯仰力矩线性增加,全机从附着流到形成进气道前缘涡和机翼涡;非线性增长区(迎角为17.5°~32.5°),俯仰力矩非线性增加,机头涡出现,机头涡和进气道前缘涡逐渐增强,机翼涡增强后破裂;衰减区(迎角为35°~65°),俯仰力矩逐渐减小,机头涡增强后破裂,进气道前缘涡破裂发展,机翼涡完全破裂。其次,发现了机身前体是产生正俯仰力矩的主要来源,机头涡是导致大迎角下正俯仰力矩的主控流动。当迎角为40°时,前体各截面正俯仰力矩在进气道前缘处达到最大,主要是由于该处机头涡诱导产生了较强的法向力。最后,提出了大迎角机身扰流板控制技术,产生了较好的控制效果。当迎角为40°时,扰流板可使正俯仰力矩减少62%,其原因是扰流板降低了机头涡涡量及其诱导产生的法向力,减少了机身前体对正俯仰力矩的贡献。该控制技术的缺点是扰流板会带来一些升力损失和附加阻力。基于尖侧缘机身参考宽度的雷诺数为2.59×105。 相似文献
46.
Responding to a need for experimental data on a standard wind tunnel model at high angles of attack in the supersonic speed range, and in the absence of suitable reference data, a series of tests of two HB-2 standard models of different sizes was performed in the T-38 trisonic wind tunnel of Vojnotehnickˇi Institut(VTI), in the Mach number range 1.5–4.0, at angles of attack up to+30°. Tests were performed at relatively high Reynolds numbers of 2.2 millions to 4.5 millions(based on model forebody diameter). Results were compared with available low angle of attack data from other facilities, and, as a good agreement was found, it was assumed that, by implication, the obtained high angle of attack results were valid as well. Therefore, the results can be used as a reference database for the HB-2 model at high angles of attack in the supersonic speed range, which was not available before. The results are presented in comparison with available reference data, but also contain data for some Mach numbers not given in other publications. 相似文献
47.
弹用S弯进气道气动性能试验 总被引:1,自引:2,他引:1
对一种弹用S弯进气道进行了试验,结果表明:①偏航角一定,攻角由负到正变化时,总压恢复系数先上升后变化不大,|DC60|则先下降后小幅升高;②攻角一定,总压恢复系数和|DC60|随偏航角的增加均呈先升高后降低的趋势;③大的攻角和偏航角组合状态下,总压恢复系数较低,|DC60|偏大,但随偏航角进一步增大,进气道性能有所改善;④进/发匹配点处,进气道出口压力功率频谱较平坦且对姿态角和来流马赫数的变化均不敏感;⑤发动机小流量状态时,进气道模型发生了喘振,频率约为150 Hz. 相似文献
48.
49.
一个新的可压缩性修正的k-ε模型 总被引:1,自引:0,他引:1
考虑结构可压缩性修正的影响,发展了一个同时考虑结构可压缩性修正和膨胀可压缩性修正的k-ε湍流模型,新模型包括Chang可实现性、Heinz湍流动能产生项以及Sarkar可压缩性三部分修正.新模型扩宽了以往发展的可压缩性修正模型的适用范围,适用于高超声速(M>5)复杂湍流流动中.通过对多个复杂超声速横侧射流工况的计算,验证了新模型的预测效果.与实验结果相比表明,几个工况下新模型的预测精度都显著高于标准k-ε模型.流体分离强度越大,新模型的修正效果越显著.与标准k-ε模型相比,新模型计算结果与实验更加接近. 相似文献
50.