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181.
182.
考虑了近叶片相互作用,首次推出了周期非定常来流作用下环列叶栅叶片上不稳定脉动力计算公式.利用此方法可确定在叶轮叶片粘性尾迹作用下扩压器叶片上所受的不稳定脉动力.由计算公式可计算出叶轮结构参数、气流参数、扩压器叶片几何参数、扩压器叶片气流攻角等对扩压器叶片上不稳定脉动力的影响,为设计低噪声离心压缩机、通风机提供理论依据. 相似文献
183.
FSAE赛车新型曲面前翼尾翼气动优化设计 总被引:1,自引:1,他引:0
通过优化设计大学生方程式赛车的空气动力学套件,可有效提高赛车的性能。在满足大学生方程式汽车大赛(FSAE)设计规则的前提下,率先采用曲面翼设计理念,优化设计了重庆大学方程式赛车的前翼和尾翼。结合翼形分析软件Profili与Xfoil,进行详细的翼型选型与攻角确定。基于计算流体力学的三维流场数值模拟,优化了赛车的前翼和尾翼。对比多种造型策略,确定了新型减阻曲面翼造型,选用"直主翘襟"尾翼和箭状曲面前翼的空气动力学套件。优化后的赛车整车负升力系数提升至1.68,负升阻比提升至1.91。 相似文献
184.
185.
扫描电镜对锯齿叉趾铁甲背部形态的观察研究 总被引:3,自引:0,他引:3
利用扫描电对锯齿叉趾铁甲背部体表进行了观察研究。结果表明,其前胸背板密布的刻点不规则圆形,具刚毛,此刚毛着生于刻点的内侧缘,长度为60-80μm,鞘翅具有规则排列的刺突和呈纵行排列的刻点,刻点近圆形,均具一向内的突起,在突起的背部着生有刚毛,长度约57μm,这些重要的细微结构显示昆虫鞘翅演变的多样性,并为其分类和进化提供了证据。 相似文献
186.
187.
生成合理的计算网格是保证数值模拟精度和准确度的前提条件。超临界机翼前缘半径较大且流场变化剧烈,机翼前缘的网格分布对超临界机翼的低速气动特性的数值模拟有重要影响。通过对同一构型不同机翼前缘网格分布进行数值模拟,研究了前缘网格密度对超临界机翼失速攻角、最大升力系数和分离形态的影响。结果表明,随着机翼前缘网格密度的提高,该构型的失速攻角、最大升力系数都有显著的提高;机翼的分离形态发生本质变化,由外翼先分离变为内翼先分离。 相似文献
188.
基于非结构网格,采用经典的wilcox k-ω模型和其改进的kω-Pω模型,建立了用于模拟大攻角旋涡流动的计算方法。以尖前缘的65?三角翼为例,模拟了旋涡的产生、发展、破裂过程,验证了wilcox k-ω模型和kω-Pω模型在典型的亚音速计算状态下对复杂涡系干扰的模拟能力。通过对多种计算的流场与气动力详细结果的比较分析,就两种湍流模型对大攻角复杂旋涡流动的预测能力和敏感性等进行了评估。结果表明:kω-Pω模型通过r值区分剪切层和涡核区域,从而对涡核区域的涡粘性进行修正,对最后的模拟结果有一定的修正作用,可以作为湍流模型修正的一个方向;RANS方法在预测涡破裂点位置和二次涡的强度及位置方面仍存在很大的缺陷。 相似文献
189.
为增强实机渗漏源的缩比简化依据、提升渗漏源的等效模拟精度,基于实机渗漏源参数开展了相应的渗流特性相关性研究,并设计了舱段模型舱内外水线高度监测试验装置和进水量实时输出监测程序。试验表明该试验装置/程序可用于研究目标舱段渗流特性与进水量、进水时间的相关性关系,对于探索缩比模型相对实机舱段缝隙渗漏源的渗漏源简化模拟方法也具有一定的适用性。结果表明:渗漏源参数中渗漏源面积、渗漏源形状及位置分布均会对舱段进水特性产生一定影响。其中,调整渗漏源位置可一定程度增加最终进水量,而调整渗漏源面积则可有效改变舱段的进水速度和进水时间。为实现对缝隙渗漏源实机舱段的等效缩比模拟,应在渗漏源面积缩比基础上,同时修正渗漏源面积和中心位置来实现进水量曲线的吻合统一。 相似文献
190.
前缘钝度和雷诺数对三角翼流场的影响 总被引:1,自引:0,他引:1
采用RANS方法实现三角翼前缘涡流场结构的数值模拟,计算采用全湍模式。通过数值模拟充分理解非尖前缘三角翼前缘涡的流场结构。数值模拟得到的三角翼表面压强分布与实验结果进行了对比,研究不同因素对三角翼前缘涡的影响。通过对比分析流场结构得到:尖前缘三角翼前缘涡是从机翼前缘拖出,分离位置固定;而钝前缘三角翼由于前缘分离点不固定,前缘涡流场结构变得更加复杂。对于钝前缘三角翼,当马赫数不变时,随着雷诺数的增加,三角翼前缘涡的分离被延迟。 相似文献