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971.
972.
采用代数方法快速生成翼-身-尾组合体三维O-C型贴体网格。该代数网格生成方法使用双边界法,可保证物面附近近似正交,真实地模拟了机身头部及与机翼、尾翼交界处的形状,提高了代数方法生成网格的质量。并用中心格式有限体积法求解跨声速Euler方程,以某翼-身-尾组合体模型为例,计算结果与实验符合良好。 相似文献
973.
给出了前缘后掠角65°,双弧形剖面的细长梯形翼背风面流动显示结果。实验马赫数为1.10、1.53、2.53、3.01和4.01,攻角范围5°~25°。借助于蒸汽屏、纹影和油流技术拍摄了脱体和表面流型照片。蒸汽屏显示表明:在机翼背风面三角形区域的脱体流型可在垂直于前缘的法向攻角和法向马赫数构成的坐标平面上,区分出七种不同的流型;在切尖区域,有侧缘分离涡形成,后缘拖出尾涡。从摄取的纹影照片与横截面上的蒸汽屏照片一起,可获得机翼弓形激波位置随马赫数变化,以及激波-诱导分离线位置随马赫数和攻角变化曲线。在机翼上表面通过油流显示出主再附线、二次分离线、二次再附线和侧缘涡区。显示出的流型与其它有关实验和数值计算结果比较,符合得很好。 相似文献
974.
975.
976.
本文直接从N-S方程出发,利用LU-ADI格式和Baldwin-Lomax代数湍流模型研究了粘性流绕俯仰振动翼型的流动。数值实验表明,本文的数值结果同实验吻合较好。通过数值模拟手段研究了振动对流场中激波和分离这两大主要特征的影响,结果发现;(1)激波滞后于攻角的变化,如当NACA0012翼型在负攻角状态下上翼面存在激波而下翼面无激波。(2)由于翼型的振动,分离被减轻升力相对提高。(3)随翼型攻角和振幅的变化,翼型振动的升力回线走向可不同。 相似文献
977.
本文采用二维激光多普勒测速仪测量了二维非对称曲壁扩压器内的湍流分离再附流动。湍流边界层在强逆压梯度下于曲壁上分离,而后于后续的平直通道上再附。扩压器进口处的雷诺数为1.2×10~5,速度为25.2米/秒。在新定义的局部斜流线坐标下,给出了实验结果,并做了分析。实验结果表明:在瞬时分离点后的近壁反流中,雷诺剪应力为负值。采用最大雷诺剪应力为尺度,从分离至再附的流动过程,存在着雷诺剪应力的相似分布,同时Schofield-Perry速度分布在正向流动区成立。由雷诺剪应力相似分布及Schofield-Perry速度分布可假设一新的涡粘性湍流模型,其长度尺度来源于Schofield-Perry速度分布,其速度尺度由最大雷诺剪应力、自由流速度和Schofield-Perry速度尺度形成。 相似文献
978.
弦向缝隙叶栅对边界层分离的控制 总被引:1,自引:0,他引:1
本文提出了一种在S1流面上进行势流与粘性流迭代求解弦向缝隙叶栅流场的计算方法,将S1流面上势流方程组的解与经I11ingworth-Stewartson变换后的边界层方程结合起来联立求解弦向缝隙叶栅流场。计算值同实验结果相当吻合,在正大攻角时,向缝隙叶栅能效地控制边界层分离。 相似文献
979.
980.
针对振动信号在火箭复杂结构传播过程中产生强卷积效应导致振动源信号提取精度低的难题,研究了一种基于卷积盲源分离的火箭振动信号自适应提取方法。该方法基于振动源之间的独立性,建立了四阶统计量的目标函数,并采用随机梯度法实现了参数的自适应更新,优化建立火箭复杂结构系统的逆滤波器结构,进而得到原始的振动源信号。通过对某运载火箭发动机的高频振动数据进行分析,结果表明:相较于线性自适应盲源分离方法和非线性自适应盲源分离方法,卷积自适应盲源分离由于考虑了实际中的卷积效应和欠定情况,分离结果中能够明显找到与涡轮转动和燃烧对应的频率以及一些宽频激励,验证了提出方法的有效性。 相似文献