可压缩混合层发展能量获取机理研究

来源 :第二届近代实验空气动力学会议 | 被引量 : 0次 | 上传用户:liongliong485
下载到本地 , 更方便阅读
声明 : 本文档内容版权归属内容提供方 , 如果您对本文有版权争议 , 可与客服联系进行内容授权或下架
论文部分内容阅读
本文利用粒子图像测速技术(PIV)。研究了对流马赫数Mc=0.46时可压缩混合层发展的能量获取机理.通过比较湍动能生成项中四个子项的相对大小发现:混合层早期发展所需能量主要从流向平均速度在超-亚声速来流与混合层的交界面上所做的线变形功中获取。
其他文献
从重视人的角度来说,山地住宅这个概念理所当然包括世世代代生活在山区里的人,那么,我所从事的文化遗产保护工 From a human-oriented point of view, the concept of mount
为解决新世纪我国急需发展的先进飞行器研制问题。除了依靠提高现有风洞试验测量精度和改进试验技术的途径外,必须尽快建立高性能连续式跨声速风洞试验设备,解决飞行器高速风洞
本文采用非结构混合网格生成技术,考虑风洞试验段上下壁、左右侧壁的干扰,利用协FLUENT流体计算软件进行翼型风洞实验的数值模拟。为数据处理人员分析、修正实验数据提供参考.
本文对国内首座增压连续式跨音速风洞压缩机喘振边界确定方法进行研究.文章简要论述了喘振发生的机理及其危害以及确定喘振边界的重要性,讨论了压缩机入口流量计算方法、逼喘
本文介绍了国外大型低速风洞性能与使用情况,介绍了国外大型低速风洞发展概况、低速风洞设备现状、国外大型生产型低速风洞设备配套使用情况、低速风洞试验技术发展趋势和国外
NF-6风洞是一座增压连续式跨声速翼型风洞.本文重点阐述了NF-6风洞马赫数控制的基础(风洞安全运行、马赫数测量、压缩机转速控制、栅指控制、静叶角度控制)。讨论了马赫数的
风洞是为满足航空航天器研制需要而发展起来的地面气动实验设备,航空航天器技术的发展需求决定了风洞建设的发展方向.在简要回顾风洞发展历程的基础上,分析研究了为适应二十一
随着信息化进程和信息技术的飞速发展,国外风洞中的信息化建设也逐步展开.同时航空试验数据用户单位和不具备试验设备资源的单位对远程试验风洞试验机构的试验数据的实时、快
为了探索飞行器变形技术,数值与实验研究了变弯度翼型特性。首先计算了其六种外形的绕流流场,分析了不同的连续光滑变形翼型与传统偏转翼型的气动特性,研究了气动特性的产生机理
会议
本文通过CFD方法对飞机单独机身、翼身组合体和不同厚度和弯度的翼型进行了数值模拟研究,分析了雷诺数对机身和翼身组合体气动特性的影响规律,通过雷诺数对有弯度的翼型及旋成