【摘 要】
：
针对湍流边界层吹气沟槽联合减阻进行了大涡模拟,研究探讨了联合减阻对湍流边界层的作用效果.数值结果表明,吹气在吹气口附近会产生一定的减阻效果,而在吹气口下游会引起雷诺
【机 构】
：
北京航空航天大学流体所100191
论文部分内容阅读
针对湍流边界层吹气沟槽联合减阻进行了大涡模拟,研究探讨了联合减阻对湍流边界层的作用效果.数值结果表明,吹气在吹气口附近会产生一定的减阻效果,而在吹气口下游会引起雷诺应力的增强,另一方面沟槽会起到抑制雷诺应力的作用,从而起到减阻效果,而沟槽减阻效果对其实际尺寸实际尺寸最为敏感,而对于吹气带来的雷诺应力的改变并不敏感.
其他文献
总结了若干种常见的超高层建筑气动优化措施.介绍了正方形截面角沿修正的测压试验结果,指出角沿修正降低了涡脱落引起的脉动风力强度,改变了脉动能量在频域的分布形态,对抑制
微流控技术是指在微米量级结构尺寸中处理流体体积为纳升到皮升之间的科学技术[1]。利用微流控设备来制备液滴是一种全新的离散微液滴的技术，而微通道是微流体装置的重要
针对低渗透油藏储层孔隙孔道小的特点,采用不同管径(20μm、15μm、10μm)熔融石英微圆管,以去离子水为流动介质,考察了不同润湿性对微尺度流动规律的影响.结果表明微管壁面
超高速流动是飞行器再入大气层时必须面临的物理流动环境,一般指速度超过5km/s的流动,由于流动具有高焓高速的特点,模拟超高速流动的地面试验设备面临极大挑战.膨胀管(风洞)
类别形状函数变换(CST)是基于类别函数和形状函数来表示几何外形的参数化方法,因其参数少、精度高的特点在翼型和机翼设计中应用广泛.本文通过搭建ISIGHT优化平台,利用CST方
随着发动机噪声的不断降低,前缘柔性下垂的研究和通用飞机的发展,使得后缘襟翼的噪声研究重要性变得越来越有意义.本文分析总结了国内外对后缘襟翼气动噪声的产生机理的研究,
一、引言随着计算流体力学(CFD)和科学计算能力的快速发展,CFD 在越来越多领域中得到应用。为了解决实际工程问题,要求的计算精度不断提高,求解问题的规模也越来越大,串
基于经旋转修正的N-S方程,结合S-A湍流模型,采用旋转坐标系(SRF)模型对悬停状态下的直升机旋翼流场进行了数值模拟,并不确定性信息十分匮乏的情况下,考虑空气密度为有界不确
介绍了缝翼噪声产生机理和相关减噪技术.针对声学风洞开口试验段中研究缝翼远场噪声会出现的问题,讨论了新型闭口试验段设计,使用Kevlar纤维布为闭口试验段壁面,可同时进行气
本文针对一种在地面效应下机翼的风洞实验进行了数值仿真计算.选取了不同计算域,不同离地高度和不同实验地板边界条件下的计算工况.发现计算域的选取,以及不同的地面边界条件