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重气体介质的等熵流动特性 被引量：2
1
作者 刘永平 寇西平 +2 位作者 查俊 余立 路波 《航空动力学报》 北大核心 2025年第9期83-91,共9页
为研究重气体介质在高速风洞中的可压缩流场特性及相关的影响因素,在典型工况下考虑重气体介质真实的气体效应,基于一维等熵流动理论计算了给定总压、总温和一系列自由流马赫数下重气体介质的等熵流动特性。计算结果表明:在较高的总温... 为研究重气体介质在高速风洞中的可压缩流场特性及相关的影响因素,在典型工况下考虑重气体介质真实的气体效应,基于一维等熵流动理论计算了给定总压、总温和一系列自由流马赫数下重气体介质的等熵流动特性。计算结果表明:在较高的总温状态下重气体四氟乙烷(R-134a)和六氟化硫(SF_(6))的气体压缩因子Z接近1,定总温总压下在来流马赫数0.3~1.3的亚跨声速范围内比热比γ基本恒定,能够将重气体视作量热完全气体,视为量热完全气体所导致的马赫数计算偏差小于0.3%,满足风洞马赫数控制的要求。从翼型高速绕流的角度,重气体与空气等熵流流场参数的分析表明流场静温的较大差异将引起重气体与空气风洞试验数据的偏差,进而需要对重气体下获得的试验数据进行相应转化,该研究为后续重气体介质中飞行器气动特性研究及气动数据修正方法的发展提供了基础支持。 展开更多
关键词 重气体介质 真实气体效应 等熵流动 风洞 马赫数控制
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重气体介质中气动特性的相关性修正 被引量：1
2
作者 刘永平 查俊 +3 位作者 胡哲 寇西平 余立 路波 《航空动力学报》 北大核心 2025年第10期351-358,共8页
以超临界翼型RAE2822和CHN-T2标模为研究对象,用CFD方法计算了其在重气体介质和空气中的定常跨声速气动特性,基于跨声速相似律和临界比热比将重气体介质中的气动数据转换到等效空气介质下的数据。结果表明:修正后两种介质中物面压力分... 以超临界翼型RAE2822和CHN-T2标模为研究对象,用CFD方法计算了其在重气体介质和空气中的定常跨声速气动特性,基于跨声速相似律和临界比热比将重气体介质中的气动数据转换到等效空气介质下的数据。结果表明:修正后两种介质中物面压力分布吻合性较好,对于颤振试验所关心的小迎角范围内的升力系数曲线和俯仰力矩系数曲线的斜率,经过相似性修正后重气体介质中所得的斜率值与空气介质中的相差不超过2%,满足颤振试验的要求。 展开更多
关键词 重气体介质 气动特性 跨声速相似律 相似性转换 颤振试验
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重气体风洞试验数据修正方法综述
3
作者 刘永平 夏洪亚 +3 位作者 路波 查俊 余立 寇西平 《航空动力学报》 北大核心 2025年第7期347-360,共14页
全面综述了重气体风洞试验数据修正方法,深入探讨了重气体介质在气动弹性试验中的独特优势及其对气动特性的影响。重气体介质由于其高密度和低声速特性,在设计气动弹性动力学相似风洞模型和开展颤振试验方面具有显著优势。然而,与空气相... 全面综述了重气体风洞试验数据修正方法,深入探讨了重气体介质在气动弹性试验中的独特优势及其对气动特性的影响。重气体介质由于其高密度和低声速特性,在设计气动弹性动力学相似风洞模型和开展颤振试验方面具有显著优势。然而,与空气相比,重气体介质的热力学特性差异对气动特性产生显著影响,这要求必须对试验数据进行适当的修正以确保其在空气中的适用性。从理论和试验两个角度出发,对比分析了跨声速相似律和面积相似律两种主要的修正方法,结果表明:跨声速相似律在修正气动特性时更为有效。此外,将跨声速相似原理应用于重气体介质颤振试验数据修正,在刚体二自由度机翼状态下修正效果较好,对于柔性多自由度机翼修正效果差。通过深入分析跨声速相似原理的理论基础,揭示了在特定条件下颤振数据修正方法的局限性。研究结果为重气体介质试验数据的准确修正提供了理论依据。 展开更多
关键词 颤振试验 重气体介质 热力学特性 相似律 试验数据相关性
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高负荷压气机叶栅分离结构及其等离子体流动控制 被引量：34
4
作者 赵小虎 吴云 +1 位作者 李应红 赵勤 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第2期208-219,共12页
为揭示高负荷压气机叶栅内部流动损失的产生机理和分布规律以及等离子体气动激励的作用机制,利用拓扑分析和数值计算方法,从计算模型的建立与验证、基准流场的分离结构和等离子体流动控制3个方面展开研究;对总压损失系数分布、拓扑结构... 为揭示高负荷压气机叶栅内部流动损失的产生机理和分布规律以及等离子体气动激励的作用机制,利用拓扑分析和数值计算方法,从计算模型的建立与验证、基准流场的分离结构和等离子体流动控制3个方面展开研究;对总压损失系数分布、拓扑结构和表面流谱与空间流线分布以及旋涡结构进行分析,并开展了激励方式的优化分析。结果表明:随着攻角的增大,固壁面拓扑结构增加了3对奇点,吸力面流向激励改变了固壁面拓扑结构。当攻角为2°时,在吸力面拓扑结构中产生了一对奇点,打断了角区分离线,并引入了一条回流再附线。叶栅流道内部有5个主要涡系,尾缘径向对涡促进流体的展向流动,并成为吸力面倒流的主要组成部分;角涡是一个独立的涡系,其强度和尺度不受等离子体气动激励的影响。吸力面流向激励可以改善叶中流场,但对角区流动作用很小;端壁横向激励可以降低角区流动损失,对叶中流场作用有限;吸力面流向与端壁横向组合激励在整个叶高范围内均可以显著抑制流动分离;端壁横向流动对角区流动分离结构的影响大于吸力面附面层的分离。吸力面流向激励的优化明显降低,而端壁横向激励和组合激励的优化保持并增强了等离子体流动的控制效果。 展开更多
关键词 叶栅 等离子体流动控制 拓扑 优化 旋涡 奇点
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圆排波瓣圆柱混合管的气动特性实验研究 被引量：26
5
作者 刘友宏 陈锵 李立国 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第4期375-380,共6页
建立了实验装置 ,对圆排波瓣喷管与 8只圆柱混合管相配合 ,进行了冷热态实验。得出了它们引射混合的引射流量比随主次流温度比、混合管截面比、次流进口截面比的变化关系曲线。另外 ,还对不同温度下修正流量比的温度指数进行了研究 ,得... 建立了实验装置 ,对圆排波瓣喷管与 8只圆柱混合管相配合 ,进行了冷热态实验。得出了它们引射混合的引射流量比随主次流温度比、混合管截面比、次流进口截面比的变化关系曲线。另外 ,还对不同温度下修正流量比的温度指数进行了研究 ,得出圆排波瓣圆柱混合管引射混合器的修正流量比温度指数 n=0 .4。 展开更多
关键词 引射器 引射喷管 温度系数 波瓣喷管 气动特性
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Gurney襟翼对翼型气动特性影响的实验研究 被引量：8
6
作者 周瑞兴 高永卫 +2 位作者 上官云信 肖春生 郗忠祥 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2003年第1期125-127,共3页
增大飞机的升力 ,能有效提高飞机的使用能力。本文通过对翼型表面压力、边界层、尾迹的测量及表面流态观察等实验方法研究了具有Gurney襟翼时的单段翼型绕流特性及增升效果。研究结果表明 ,Gurney襟翼的增升效果与其高度密切相关 ,在α ... 增大飞机的升力 ,能有效提高飞机的使用能力。本文通过对翼型表面压力、边界层、尾迹的测量及表面流态观察等实验方法研究了具有Gurney襟翼时的单段翼型绕流特性及增升效果。研究结果表明 ,Gurney襟翼的增升效果与其高度密切相关 ,在α =8°时 ,高度为 3%弦长的Gurney襟翼使翼型的升力系数增加了 5 3% . 展开更多
关键词 飞机 GURNEY襟翼 空气动力特性 翼型 尾迹速度 升力 边界层速度
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高速列车进入隧道产生的微气压波实验研究 被引量：19
7
作者 王英学 高波 +1 位作者 郑长青 赵文成 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第1期5-8,共4页
高速列车在进出隧道时,会形成压缩波和微压波,引起车厢内压力变化并在隧道出口形成噪声,对乘客及环境造成影响。笔者利用高速列车模型实验系统,对列车进入隧道所形成的压缩波、微压波进行了测试分析,对不同长度喇叭型缓冲结构削减微压... 高速列车在进出隧道时,会形成压缩波和微压波,引起车厢内压力变化并在隧道出口形成噪声,对乘客及环境造成影响。笔者利用高速列车模型实验系统,对列车进入隧道所形成的压缩波、微压波进行了测试分析,对不同长度喇叭型缓冲结构削减微压波效果进行了比较,得到了有关微压波产生、传播以及缓冲结构缓解微压波效果的规律。 展开更多
关键词 高速列车 空气动力学 隧道 微压波
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桥梁断面非线性自激气动力经验模型 被引量：16
8
作者 王骑 廖海黎 +1 位作者 李明水 马存明 《西南交通大学学报》 EI CSCD 北大核心 2013年第2期271-277,共7页
为探讨桥梁断面的非线性自激气动力,基于平衡位置的Taylor级数展开式,建立了简谐运动下桥梁断面非线性自激气动力模型,获得了其复数和实数表达式,并说明了表达式中非线性气动参数的识别方法.该模型反映了简谐运动下桥梁断面非线性自激... 为探讨桥梁断面的非线性自激气动力,基于平衡位置的Taylor级数展开式,建立了简谐运动下桥梁断面非线性自激气动力模型,获得了其复数和实数表达式,并说明了表达式中非线性气动参数的识别方法.该模型反映了简谐运动下桥梁断面非线性自激气动力的谐波叠加特性,可应用于桥梁的非线性气动稳定性分析.最后,应用该模型对某桥梁断面在简谐运动下的非线性自激气动力风洞试验时程数据进行了拟合.拟合结果表明,两者的误差在3%以内,验证了该模型的正确性. 展开更多
关键词 桥梁断面 非线性自激气动力 经验模型 风洞试验
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大跨度桥梁颤振后状态气动稳定性 被引量：11
9
作者 王骑 廖海黎 +1 位作者 李明水 马存明 《西南交通大学学报》 EI CSCD 北大核心 2013年第6期983-988,共6页
为了能对大跨度桥梁颤振后主梁的运动形式给出合理解释,选取大振幅下流线型箱梁断面的4种典型非线性气动力工况,基于非线性气动力和非线性振动微分方程,应用四阶龙格-库塔算法,分析了大跨度桥梁主梁在大振幅条件下的气动稳定性.结果表明... 为了能对大跨度桥梁颤振后主梁的运动形式给出合理解释,选取大振幅下流线型箱梁断面的4种典型非线性气动力工况,基于非线性气动力和非线性振动微分方程,应用四阶龙格-库塔算法,分析了大跨度桥梁主梁在大振幅条件下的气动稳定性.结果表明:大跨度桥梁主梁在颤振后的不同振幅和折算风速条件下可出现不同的运动形式;若气动力仅做负功或负功显著大于正功,主梁振动将收敛;若气动力仅做正功或正功显著大于负功,主梁振动将发散;若气动力做的正负功相当,主梁振动将由于结构阻尼缓慢收敛;若气动力正功与相同周期内结构消耗的能量相等,主梁将发生等幅振动;若不考虑气动力的非线性项,桥梁振动可能发散. 展开更多
关键词 颤振后 非线性微分方程 四阶龙格-库塔算法 非线性气动稳定性
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排气能量对底部排气弹气动特性影响的数值模拟 被引量：9
10
作者 陈新虹 黄华 +1 位作者 周志超 赵润祥 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第4期447-452,共6页
远程压制武器在现代战争中的作用越发凸显,各种增程技术成为现代火炮技术研究的重要方向,而底排减阻是重要的方法之一。底排药剂燃烧产生的气体含有相对较高的能量,重点研究底排气体能量对底部排气弹气动力特性的影响。建立底排能量边... 远程压制武器在现代战争中的作用越发凸显,各种增程技术成为现代火炮技术研究的重要方向,而底排减阻是重要的方法之一。底排药剂燃烧产生的气体含有相对较高的能量,重点研究底排气体能量对底部排气弹气动力特性的影响。建立底排能量边界条件,采用添加人工粘性项的MacCormack差分格式求解三维Euler方程组,数值求解绕底部排气弹弹丸流场,得到底部阻力等气动力系数。分析表明,能量是影响底部排气弹气动力特性进而影响减阻增程效果的重要因素之一,在一定条件下提高底排气体温度,有利于增大弹丸射程。研究结果可为进一步研究底部排气弹减阻增程提供参考。 展开更多
关键词 流体力学 底排弹 数值模拟 气动力 能量
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磁悬浮助推发射气动力分析及风洞试验 被引量：7
11
作者 陈晓东 杨文将 +1 位作者 刘宇 段毅 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第9期1560-1564,共5页
通过分析磁悬浮助推发射装置的空气动力特征,提出了其气动外形设计的合理原则.分析了磁悬浮橇体和支撑分离机构的气动外形方案,并确定了优化的气动外形设计参数值.考虑地面效应模拟的同时,在FD-06风洞中进行了缩比模型试验.结果表明,升... 通过分析磁悬浮助推发射装置的空气动力特征,提出了其气动外形设计的合理原则.分析了磁悬浮橇体和支撑分离机构的气动外形方案,并确定了优化的气动外形设计参数值.考虑地面效应模拟的同时,在FD-06风洞中进行了缩比模型试验.结果表明,升阻力系数随着马赫数或运载器迎角的增大而增大,装置有上仰的趋势,迎角为0°时,阻力系数较小,各系数的变化也较小. 展开更多
关键词 航空、航天推进系统 磁悬浮 助推发射 风洞试验 空气动力
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某运载火箭级间分离喷流干扰风洞试验研究 被引量：11
12
作者 王志坚 伍贻兆 林敬周 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第2期15-19,共5页
对某运载火箭级间分离特性进行了风洞试验研究,内流采用冷喷流模拟技术,获得了助推器与芯级同时分离和助推器先分离时,两级在有、无喷流、同轴变迎角情况下的气动力系数,试验结果表明,助推器与芯级同时分离和助推器先分离两种情况下,一... 对某运载火箭级间分离特性进行了风洞试验研究,内流采用冷喷流模拟技术,获得了助推器与芯级同时分离和助推器先分离时,两级在有、无喷流、同轴变迎角情况下的气动力系数,试验结果表明,助推器与芯级同时分离和助推器先分离两种情况下,一、二级箭体各自的气动力系数变化很小,这说明助推器与芯级同时分离的方案是可行的。风洞试验研究结果为运载火箭级间分离方案设计和火箭控制系统参数设计提供了依据。 展开更多
关键词 运载火箭 高超声速 风洞试验 级间分离 喷流干扰
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大迎角非定常气动力建模方法研究 被引量：14
13
作者 孙海生 张海酉 刘志涛 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2011年第6期733-737,共5页
以战斗机俯仰机动为例,建立了飞机大迎角非定常气动力模型,包括非线性代数模型、Fourier函数分析模型、状态空间模型、差分方程模型以及模糊逻辑模型。并用SDM标模大振幅俯仰振荡非定常气动力风洞试验数据对模型参数进行了辨识,验证了... 以战斗机俯仰机动为例,建立了飞机大迎角非定常气动力模型,包括非线性代数模型、Fourier函数分析模型、状态空间模型、差分方程模型以及模糊逻辑模型。并用SDM标模大振幅俯仰振荡非定常气动力风洞试验数据对模型参数进行了辨识,验证了模型的有效性。从模型物理意义、参数辨识难易程度及模型通用性和精确度等方面对几种非定常气动力模型进行了比较研究。 展开更多
关键词 大迎角 非定常气动力 数学模型
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战斗机大迎角气动特性研究技术的发展与应用 被引量：18
14
作者 王海峰 展京霞 +2 位作者 陈科 陈翔 陈梓钧 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2022年第1期1-25,共25页
飞机布局的大迎角气动特性是决定飞行包线左边界的主要因素之一。飞行包线左边界区域的扩展增强了飞机的大迎角机动性和敏捷性,但是同时也极大地挑战着飞机的安全。几十年来,随着大迎角飞行研究技术的发展,战斗机飞行不断突破失速迎角... 飞机布局的大迎角气动特性是决定飞行包线左边界的主要因素之一。飞行包线左边界区域的扩展增强了飞机的大迎角机动性和敏捷性,但是同时也极大地挑战着飞机的安全。几十年来,随着大迎角飞行研究技术的发展,战斗机飞行不断突破失速迎角附近及以上区域,将飞行左边界左移,扩大了飞行包线,减少了飞行限制,挖掘了战斗机的作战潜能。本文对战斗机大迎角飞行相关的气动特性研究技术,包括流动机理研究、数值计算方法研究、风洞气动试验、气动建模与数据库构建、气动与控制综合验证等关键技术的发展与应用进行了阐述。基于这些技术的发展,结合工程实践经验,提出了战斗机大迎角气动特性研究的整体思路和方法,包括大迎角气动力预先设计、气动力获取、气动力表达、气动力综合分析和气动-运动-控制一体化验证五个部分,以供相关装备研制参考。 展开更多
关键词 大迎角 非线性非定常气动力 风洞试验 气动力模型 气动-运动-控制综合试验
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低雷诺数涡轮叶栅损失的实验与数值模拟研究 被引量：6
15
作者 伊进宝 乔渭阳 王占学 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第5期550-553,共4页
发动机涡轮部件在高空低速飞行条件下工作雷诺数降低 ,其损失显著增大、效率显著降低。本研究的目的是应用实验分析与数值模拟相结合的方法 ,深入认识高空低雷诺数条件下涡轮流动损失的特征和规律 ,数值计算是基于 Jameson中心差分格式... 发动机涡轮部件在高空低速飞行条件下工作雷诺数降低 ,其损失显著增大、效率显著降低。本研究的目的是应用实验分析与数值模拟相结合的方法 ,深入认识高空低雷诺数条件下涡轮流动损失的特征和规律 ,数值计算是基于 Jameson中心差分格式和 Runge- Kutta时间推进的方法求解N- S方程完成 ,实验是在西北工业大学低速涡轮平面叶栅实验风洞进行。研究表明 ,随着雷诺数降低 ,涡轮叶栅流动损失增大 ,当雷诺数小于 40 0 0 0之后 ,涡轮叶栅流动损失呈明显增大的趋势。数值计算结果表明在低雷诺数条件下 ,涡轮叶栅吸力面后部流动产生了分离 ,这是流动损失增大的主要原因。 展开更多
关键词 低雷诺数 损失 涡轮叶栅 数值模拟
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鸭式布局导弹滚转控制时的侧向气动特性 被引量：5
16
作者 吴军飞 田小虎 +1 位作者 童木华 秦永明 《弹道学报》 CSCD 北大核心 2013年第4期11-14,共4页
为研究鸭式布局导弹滚转控制时鸭舵下洗在尾翼上引起的滚转力矩,并揭示该力矩引起的侧向气动力的特性,对鸭式布局导弹进行了滚转控制的风洞实验,得到了鸭舵洗流对侧向气动特性的影响规律;以三维NavierStokes方程为控制方程,对滚转控制... 为研究鸭式布局导弹滚转控制时鸭舵下洗在尾翼上引起的滚转力矩,并揭示该力矩引起的侧向气动力的特性,对鸭式布局导弹进行了滚转控制的风洞实验,得到了鸭舵洗流对侧向气动特性的影响规律;以三维NavierStokes方程为控制方程,对滚转控制时导弹的流场进行了数值模拟,得到与风洞实验相似的侧向气动特性的变化规律。分析了滚转控制时引起的导弹各部件表面压力和侧向力分力,结果表明:侧向力是由鸭舵洗流在弹身左右两侧不对称干扰引起的;侧向力和偏航力矩随滚转舵偏角的负向增大而增大。 展开更多
关键词 鸭式布局导弹 风洞实验 气动特性 数值模拟
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类乘波体飞行器的气动力工程计算(英文) 被引量：11
17
作者 车竞 唐硕 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2007年第3期381-385,共5页
为估算高超声速类乘波体飞行器的纵向气动力,以三角形面元逼近飞行器外形,根据飞行器迎/背风面情况分别采用达黑姆-巴克法、普朗特-迈耶耳法、切锥法和膨胀波方法计算无粘气动力;通过经验公式估算粘性阻力,并考虑飞行器主要部件之间的... 为估算高超声速类乘波体飞行器的纵向气动力,以三角形面元逼近飞行器外形,根据飞行器迎/背风面情况分别采用达黑姆-巴克法、普朗特-迈耶耳法、切锥法和膨胀波方法计算无粘气动力;通过经验公式估算粘性阻力,并考虑飞行器主要部件之间的气动干扰情况,计算了翼片之间、翼身之间的气动干扰因子,得到整个飞行器的气动力。为验证该方法,以某飞行器为例进行了计算,计算结果与CFD吻合。 展开更多
关键词 高超声速 类乘波体飞行器 三角形面元 气动干扰 工程计算
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多喷口喷流对侧向喷流流场影响的风洞试验研究 被引量：5
18
作者 徐筠 徐翔 +1 位作者 王志坚 姚来辉 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第5期13-16,共4页
侧向喷流控制研究一个很重要的目的在于了解、掌握喷流与来流的干扰,寻找提高喷流控制效率的方法,不同截面多喷流同时工作便是其中一种。多喷流同时作用时,下游喷流会受到上游喷流的影响,与直接来流干扰现象不同,控制效率不同。针对这... 侧向喷流控制研究一个很重要的目的在于了解、掌握喷流与来流的干扰,寻找提高喷流控制效率的方法,不同截面多喷流同时工作便是其中一种。多喷流同时作用时,下游喷流会受到上游喷流的影响,与直接来流干扰现象不同,控制效率不同。针对这种情况,1m高超声速风洞从测压和测力两方面进行了多喷口喷流对侧向喷流控制影响的风洞试验研究。试验采用锥柱模型,喷管均位于同一母线上,喷管数目为单喷和三喷。结果表明:上游喷流的低压区会影响下游喷流,当喷流数目增加时,喷流与来流的干扰与多个单喷的叠加完全不同。 展开更多
关键词 侧向喷流控制 高超声速风洞 测力试验 测压试验 喷流干扰
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火箭弹锥形运动的数学仿真与抑制措施 被引量：10
19
作者 王华毕 吴甲生 《北京理工大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期196-199,共4页
通过对卷弧形尾翼3种不同安装方式大长径比无控低速旋转火箭弹的气动特性进行数值计算,并进行六自由度弹道数值仿真,验证了火箭弹的锥形运动以及尾翼安装方式对锥形运动的影响,进一步证明了卷弧形尾翼采用反装让弹体反向滚转可抑制低速... 通过对卷弧形尾翼3种不同安装方式大长径比无控低速旋转火箭弹的气动特性进行数值计算,并进行六自由度弹道数值仿真,验证了火箭弹的锥形运动以及尾翼安装方式对锥形运动的影响,进一步证明了卷弧形尾翼采用反装让弹体反向滚转可抑制低速旋转无控火箭弹的锥形运动. 展开更多
关键词 气动特性 火箭弹 锥形运动 数值仿真
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基于转捩模型的涡轮流场及性能数值模拟 被引量：4
20
作者 罗华玲 乔渭阳 许开富 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第6期778-783,共6页
基于耦合Langtry-Menter转捩模型的SST湍流模型，通过求解雷诺平均的N—S方程组对不同雷诺数工况下5台涡轮部件的性能及流场进行了全三维粘性定常计算。计算结果表明，所预测的5台涡轮效率及流通能力随雷诺数减小的变化量较俄罗斯经验... 基于耦合Langtry-Menter转捩模型的SST湍流模型，通过求解雷诺平均的N—S方程组对不同雷诺数工况下5台涡轮部件的性能及流场进行了全三维粘性定常计算。计算结果表明，所预测的5台涡轮效率及流通能力随雷诺数减小的变化量较俄罗斯经验关联曲线所给出的变化量偏低1～2个百分点左右。总的来说，建立的基于转捩模型的数值计算方法能够较好地评估雷诺数效应对涡轮性能的影响，具有较好的工程应用价值。 展开更多
关键词 雷诺数效应 涡轮性能 转捩模型 数值模拟
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