搜索结果: 1-15 共查到“航空、航天科学技术 跨声速”相关记录28条 . 查询时间(0.09 秒)
一种改进的跨声速旋成体壁面脉动压力经验预测公式
火箭整流罩 旋成体 脉动压力 大涡模拟
2016/4/11
使用大涡模拟（LES）方法对典型整流罩旋成体结构进行非定常数值模拟研究，结果表明引起壁面压力脉动的流场结构随时间和空间变化，不同的流场结构之间相互干扰。同时研究发现，旋成体折角膨胀会造成流动在较短的距离内迅速加减速，同样引起壁面压力脉动。基于上述流动现象，重新划分压力脉动产生区域，通过引入空间修正项，提出一套改进的跨声速旋成体壁面脉动压力经验公式。算例表明，该方法能够显著提高旋成体在跨声速条件下的...
针对马赫数和仰角的随机不确定性会导致气动性能波动的现象, 采用非嵌入式的混沌多项式方法对绕NACA0012 翼型跨声速随机气动特性进行不确定性及全局灵敏度分析. 具体分析了飞行状态的不确定性对气动载荷分布、流场及气动力系数的影响并通过全局灵敏度分析找出重要因素. 不确定性分析结果表明翼型上表面的激波以及激波后分离泡是造成气动性能剧烈波动的主要原因. 灵敏度分析结果表明在跨声速区域马赫数对激波处气动...
基于三维定常Denton程序发展了非定常、非线性谐波法计算程序,以三维单级、多级跨声速压气机计算为例,通过详细对比非定常和非线性谐波法得到的确定应力(DS)场,验证了非线性谐波法具有建模精度较高的优点的同时,也分析了影响建模精度的5个误差来源.结果表明:非线性谐波法进行确定应力建模时随着谐波阶次的增多,确定应力的数值趋于一极限值,表现出“谐波收敛性”;在算例中考虑前两阶谐波是效益-费用比较高的方案...
叶尖间隙对跨声速轴流压气机近失速的影响
间隙泄漏流 边界层分离 稳定裕度
2014/12/11
以跨声速轴流压气机rotor 37为研究对象，利用数值仿真计算方法，采用高密度网格对跨声速轴流压气机设计间隙、1/2设计间隙、1/4设计间隙、2倍设计间隙以及零间隙下近失速状况进行计算.计算结果显示：由设计间隙减小到1/2设计间隙时，跨声速轴流压气机压升和绝热效率损失不大，跨声速轴流压气机失速裕度却提高了4%.在此基础上，引入失速分类方法以及涡动力学理论，对流场进行细节分析.提出适当改变间隙可以有...
为了深入认识高负荷单级跨声速轴流压气机的失稳过程,揭示其不稳定流动现象的发生、发展及其诱导压气机失稳的物理本质,针对某单级跨声速轴流压气机开展试验研究,对整个失稳过程进行了稳态和动态试验测量.通过对原始信号进行低通滤波和FFT(fast Fourier transform)分析,结果表明:在失稳过程中,静子叶根区域首先出现大幅值、轴对称的轴向低频扰动,此时,该压气机50%叶高以下的加功能力有所下降...
提出了一种驻涡式处理机匣结构,通过叶片通道前后以及叶片压力面和吸力面共同作用的压差,驱动流体产生回流.将通道后部的附面层流体吸除,然后在叶片前缘注入,增大叶尖泄漏流内的动量,从而达到扩稳的效果.该设计将抽气槽与喷气槽的方向和主流流动方向设计成一致方向,以减少掺混损失.此外,该处理机匣在轴向上完全在转子叶片内部,不需要前伸量,因而可以方便地应用于多级压气机中的任何一级,而不会和静子叶片发生干涉.通过...
对NASA Rotor 37进行数值模拟并与实验结果对比，计算了堵塞点到失稳点的全部工况，详细探究了跨声速轴流压气机附面层分离规律与失稳机理.研究发现：激波后的吸力面附面层中存在一条径向涡，它增强了附面层分离，使部分靠近吸力面的主流向叶尖堆积.随着工况向失稳点推进，压气机转子叶尖出现两块堵塞区，由叶尖泄漏涡与激波作用引起的堵塞区位于压力面前端，由叶尖泄漏涡与径向附面层分离涡耦合作用引起的堵塞区位于...
针对飞行试验中遇到的发动机在跨声速小流量状态下出现失速和喘振现象，开展了进气道和发动机相容性的分析研究.结果表明：飞行试验统计的发动机随飞行速度的失稳边界与风洞试验给出的进气道失稳边界相符，进一步证实了进气道与发动机相容性出现了问题.从进气道和发动机两个方面提出了改进措施，进气道方面通过改进斜板调节规律来扩大超声速小流量失稳边界；发动机方面通过提高最小燃油流量和放大喷口面积增加发动机空气流量和稳定...
跨声速轴流压气机失速边界预测方法
一维计算 效率模型 失速边界 预测
2013/5/14
研究了跨声速、单级设计压比为1.82的Stage 35轴流压气机与单级设计压比为2.05的Stage 37轴流压气机在不同转速下的特性.在HARIKA原型程序基础上，改进了其叶排效率、落后角、理论能头计算模型，采用了两种轴流压气机失速边界的预测方法，第1种为HARIKA原型程序的分离流量预测方法，第2种为Koch所提出的失速静压升系数预测方法，所得特性计算结果与实验点吻合较好，Stage 35设计...
采用数值模拟的方法,研究了跨声速涡轮叶栅中平面叶尖和双肋叶尖泄漏流的气动性能.平面叶尖比双肋叶尖的叶尖间隙内马赫数高,有反射激波结构;双肋叶尖的叶尖间隙内马赫数较低,没有形成明显的反射激波结构.平面叶尖和双肋叶尖的叶尖泄漏流质量流量分别为叶栅进口质量流量的3.87%和3.74%.平面叶尖的气动损失系数为0.079,双肋叶尖的气动损失系数为0.072.研究表明,双肋叶尖的气动性能要好于平面叶尖.
在绕三角翼的跨声速流动中,随着迎角的增加,三角翼上的涡破裂位置会出现突然前移的现象。针对这一与亚声速下不同的流动现象,采用带曲率修正的Spalart-Allmaras(SAR)湍流模型,求解定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,对不同迎角下绕65°后掠尖前缘三角翼的跨声速流动进行数值模拟,并在此基础上,采用基于SAR湍流模型的脱体涡模拟(DES)方法,对由激波干扰导致的前缘涡破裂...
弗吉尼亚理工大学（VPI）的多学科分析与设计（MAD）中心采用多学科优化设计（MOD）对一种支撑机翼（SBW）外形的跨声速民机做了较为系统和广泛的概念设计研究。本文介绍了对各学科做近似计算的方法和工具，并将它们集成形成了一种完整的概念设计层次的MOD方法。该方法能实现空气动力和结构/重量的紧密耦合，完成两者间的平衡设计并取得最佳协调。作为工业界伙伴的LMAS对该软件注入了更多实践经验，并评估与验证...
基于工程的跨声速机翼两步优化设计方法
跨声速 优化设计 工程应用 计算流体力学
2012/1/25
以跨声速机翼设计中权衡气动性能和总体设计要求的工程应用为出发点,在保证机翼结构重量和容积不变的约束下,提出了平面形状优化与剖面翼型优化结合的两步优化设计策略。应用神经网络和遗传算法,建立了相应的设计方法。采用两步优化方法进行跨声速机翼设计,第一步设计中,通过平面形状优化,增大机翼展弦比、减小诱导阻力是机翼气动性能改善的主要原因,但由于结构重量约束,平面形状变化不大,对机翼气动性能改善有限;第二步设...
通过深化认识趋于临界马赫数Macr的圆柱跨声速绕流特性,明确新型飞行器增升减阻设计的空气动力学理论依据。采用大涡模拟方法数值研究了来流马赫数Ma∞为0.75和0.85、雷诺数Re为2×105的圆柱跨声速绕流。结果表明:当Ma∞趋于临界马赫数(Macr≈0.9)时,圆柱的阻力下降且升力系数振荡被抑制;通过力的分解,得知圆柱的阻力减小来自旋涡力的影响,而非可压缩性;圆柱的阻力减小与其背压上升有关;剪切...
