检索结果-南通市图书馆

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

超音速翼型激波边界层干扰的数值模拟

科学技术与工程 2007年第11期7卷 2727-2730,2744页

作者：朱继锋李栋西北工业大学航空学院西安710072

通过求解可压缩雷诺平均N-S方程(RANS)和S-A湍流模型,数值模拟了菱形翼型在超音速情况下的流动,并对在超音速飞行中襟翼偏转产生的激波-边界层干扰现象进行了分析和比较。计算得到的压力系数与理论计算的结果比较吻合,力矩系数也符合理... 详细信息

通过求解可压缩雷诺平均N-S方程(RANS)和S-A湍流模型,数值模拟了菱形翼型在超音速情况下的流动,并对在超音速飞行中襟翼偏转产生的激波-边界层干扰现象进行了分析和比较。计算得到的压力系数与理论计算的结果比较吻合,力矩系数也符合理论分析的结果。

关键词：超音速菱形翼型激波-边界层干扰

进气道激波-边界层两种控制方法数值模拟研究

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

航空兵器 2019年第5期26卷 63-68页

作者：熊有德李仁府周玲华中科技大学能源与动力工程学院武汉430074 华中科技大学航空航天学院武汉430074 北京理工大学宇航学院北京100081

为了减小高速进气道内激波-边界层的干扰,对施加被动吹吸控制和泄压控制的二维进气道进行了数值模拟。首先分析了进气道喉部由于激波-边界层干扰形成的大规模分离区在两种控制方法下流场结构和流场品质的变化,发现两种控制方法均能减小... 详细信息

为了减小高速进气道内激波-边界层的干扰,对施加被动吹吸控制和泄压控制的二维进气道进行了数值模拟。首先分析了进气道喉部由于激波-边界层干扰形成的大规模分离区在两种控制方法下流场结构和流场品质的变化,发现两种控制方法均能减小分离区的范围,降低分离区内的压力和回流速度,提高流场均匀性。之后比较了不同马赫数下两种控制方法的性能。结果表明,两种控制方法均能显著降低进气道不起动马赫数,提升总压恢复系数。其中泄压控制效果优于被动吹吸控制效果;但后者不会带来流量损失和静压比下降的影响。

关键词：被动吹吸控制泄压控制激波-边界层干扰数值模拟

空气舵舵轴防热环气动加热机理及局部外形优化

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

气体物理 2025年第1期10卷 57-67页

作者：窦怡彬李宗阳陈俊铭陆云超刘陆广吴煜上海机电工程研究所上海201109

以平板/空气舵模型为研究对象,旨在通过局部外形优化以降低作用在舵轴防热环上的气动加热。采用数值模拟方法计算了典型舵偏角时平板/空气舵模型流场,通过分析流场结构、流动特征和热流分布研究了防热环气动加热机理。在此基础上给出两... 详细信息

以平板/空气舵模型为研究对象,旨在通过局部外形优化以降低作用在舵轴防热环上的气动加热。采用数值模拟方法计算了典型舵偏角时平板/空气舵模型流场,通过分析流场结构、流动特征和热流分布研究了防热环气动加热机理。在此基础上给出两种防热环局部外形优化方案(方案1:给防热环增加斜边倒角;方案2:在方案1的基础上降低舵面高度)并进行数值模拟以评估其对防热环热环境的影响。分析流场结构可知激波-边界层干扰引起的气流分离-再附是导致防热环迎风面产生局部高热流的主要原因。提出的两种优化方案均能有效降低防热环上的热流峰值和高热流区域面积。方案2通过下沉舵面使防热环更多地处于回流区内,降热效果更好。在空气舵热防护结构设计时,应综合考虑空间约束条件,合理设计斜边倒角角度和舵面下沉距离,以减小作用在防热环上的气动加热热流。

关键词：空气舵防热环局部外形优化气动加热气流分离-再附激波-边界层干扰

维普期刊数据库博看期刊

同方期刊数据库

典型工况下旋转爆震发动机进气道流动特性研究

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

推进技术 2021年第4期42卷 931-940页

作者：王卫星张仁涛李宥晨罗龙康南京航空航天大学能源与动力学院江苏南京210016 中航工业南京机电科技有限公司江苏南京210016

为了分析旋转爆震发动机燃烧室高频超高压周向压力脉动对进气道扩张段流动特征的影响,采用三维定常/非定常数值仿真方法对旋转爆震发动机进气道扩张段流动特性开展研究。研究结果表明:受下游燃烧室旋转爆震波影响,扩张段内存在呈螺旋状... 详细信息

为了分析旋转爆震发动机燃烧室高频超高压周向压力脉动对进气道扩张段流动特征的影响,采用三维定常/非定常数值仿真方法对旋转爆震发动机进气道扩张段流动特性开展研究。研究结果表明:受下游燃烧室旋转爆震波影响,扩张段内存在呈螺旋状向上游传播的运动激波;运动激波向上游传播过程中强度衰减、传播速度下降,激波形态由类正激波向类斜激波演化,运动激波逐步向驻激波演变,运动激波/边界层干扰诱发的回流区逐步向波前扩展,波面坐标系下波前亚声区相对厚度逐渐增大;与定常反压状态相比,旋转爆震工作状态进气道出口静温、总温较高,总压较低。

关键词：超声速进气道旋转爆震运动激波激波-边界层干扰数值仿真

直流放电控制高速带斜坡锥体气动力的有效性研究

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

空气动力学学报 2023年第9期41卷 48-58页

作者：王宏宇闵夫解真东龙正义贾尧杨彦广中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心跨流域空气动力学实验室绵阳621000 西北工业大学航空学院西安713800

基于直流放电激波重构气动力控制原理,开展了带斜坡锥体模型的高速(Ma=6)气动力控制风洞试验,采用光纤天平技术,考察了模型在两种放电功率(284 W和517 W)下的气动力/力矩变化情况,并采用纹影成像研究了放电对流动拓扑的影响。纹影图像... 详细信息

基于直流放电激波重构气动力控制原理,开展了带斜坡锥体模型的高速(Ma=6)气动力控制风洞试验,采用光纤天平技术,考察了模型在两种放电功率(284 W和517 W)下的气动力/力矩变化情况,并采用纹影成像研究了放电对流动拓扑的影响。纹影图像揭示了由于放电热阻塞和马赫数降低引起的波系重构现象,表现为放电诱导压缩波和再附激波弱化、角度减小。天平信号验证了放电使得模型的轴向力、法向力和俯仰力矩减小,放电功率较大时控制效果明显。通过求解带功率密度源项的Navier-Stokes方程模拟放电的加热效应,数值研究了模型气动力随功率密度的变化规律及加热位置对控制能力的影响。研究表明:模型气动力变化率与功率密度呈正相关;当以激励器的上游位置为参考点时,俯仰力矩变化显著;当加热位置靠近斜坡时,控制能力降低。

关键词：等离子体流动控制高速飞行器激波-边界层干扰直流放电高速气动力控制风洞试验

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

跨音速翼型的抖振特性研究

机械科学与技术 2000年第z1期19卷 5-6页

作者：杨永年叶正寅赵令诚西北工业大学飞机系西安710072

采用二元非定常Ｎ－Ｓ方程为控制方程，计算跨音速翼型升力系数和力矩系数的时间历程。根据气动力系数的脉动量急剧上升的起始点确定抖振起始边界。气动力系数脉动量的大小可用来表示抖振强度。以ＮＡＣＡ００１２翼型为算例，计算结... 详细信息

采用二元非定常Ｎ－Ｓ方程为控制方程，计算跨音速翼型升力系数和力矩系数的时间历程。根据气动力系数的脉动量急剧上升的起始点确定抖振起始边界。气动力系数脉动量的大小可用来表示抖振强度。以ＮＡＣＡ００１２翼型为算例，计算结果和风洞实验结果以及其它计算方法的计算结果相比较，一致性很好。

关键词：抖振跨音速激波-边界层干扰

超音速翼型操纵面偏转时激波诱导分离的数值模拟

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

超音速翼型操纵面偏转时激波诱导分离的数值模拟

作者：朱继锋西北工业大学

学位级别：硕士

超音速客机巡航时，舵面偏转会产生铰链附近的激波诱导分离现象，由于分离流动会降低舵面效率，因此该现象在超音速客机设计中有重要的研究价值。本文通过CFD数值方法，研究了超音速时翼型的激波-边界层干扰现象，其中主要开展了以下几... 详细信息

超音速客机巡航时，舵面偏转会产生铰链附近的激波诱导分离现象，由于分离流动会降低舵面效率，因此该现象在超音速客机设计中有重要的研究价值。本文通过CFD数值方法，研究了超音速时翼型的激波-边界层干扰现象，其中主要开展了以下几个方面的工作： 1、从差分格式及其耗散模型的构造原理出发，系统研究了空间离散格式(中心和迎风差分格式)的构造特点和数值性能。研究了高阶插值函数MUSCL插值的构造特点及其处理极值、抑制振荡的原理，分析了MUSCL插值中两种常见通量限制器的数学性质。 2、对比研究了S-A，B-L两种湍流模型。基于两种湍流模型，通过对二维跨音速翼型绕流进行数值模拟，对高分辨率、稳定的FDS-Roe格式进行了验证。从而确定了本文研究的计算方法：使用FDS-Roe格式离散N-S方程，结合稳定性好的限制器采用MUSCL插值获取二阶精度，在湍流计算中最终使用S-A模型。 3、综述了激波—边界层干扰现象的研究工作。采用CFD方法对超音速二维菱形翼型的激波—边界层干扰流场进行了数值模拟，通过对数值计算的结果与理论解的比较与分析，分析了激波—边界层干扰诱导边界层分离现象，以及不同舵偏时;分离导致俯仰变化的规律。

关键词：激波-边界层干扰迎风格式 MUSCL插值湍流模型边界层分离襟翼操纵效率

同方学位论文库评论

在线全文

同方学位论文库

学校读者我要写书评

暂无评论

高超音速边界层转捩的数值模拟

高超音速边界层转捩的数值模拟

作者：郝志鹏哈尔滨工业大学

学位级别：硕士

高超音速边界层流动转捩的预测是二十一世纪航空航天领域的研究热点之一,同时它也是空气动力学的一大难题。转捩流动的准确预测对于飞行器气动外型和热防护措施的设计有着至关重要的影响。现代计算流体力学的发展为转捩流动的数值... 详细信息

高超音速边界层流动转捩的预测是二十一世纪航空航天领域的研究热点之一,同时它也是空气动力学的一大难题。转捩流动的准确预测对于飞行器气动外型和热防护措施的设计有着至关重要的影响。现代计算流体力学的发展为转捩流动的数值模拟提供了广阔的研究平台,发展出诸如直接数值模拟、大涡模拟、求解抛物化稳定性方程或线性稳定性方程以及工程转捩模式等多种转捩预测方法。在实际工程计算中,转捩模式方法由于具有对计算机资源要求不高,计算周期短等优点而得到广泛的应用。本文选用转捩模式方法,利用一种基于经验相关式的转捩模型——? ? Re?转捩模型对超音速/高超音速边界层转捩流动进行了数值模拟。该转捩模型是一种是以SST湍流模型为基础,完全基于流场当地变量的转捩模型。本文应用该模型分别对高超音速平板边界层转捩流动、高超音速尖锥体边界层转捩流动以及两款高超音速进气道模型的内流进行了数值模拟。通过与实验数据的对比分析认为,该转捩模型基本具备模拟高超音速边界层转捩的能力,能够较准确地预测出转捩的起始位置和转捩的长度,并能正确模拟出来流湍流度与粘性比对转捩起始位置的影响。同时,该转捩模型还具备对激波与边界层干扰、激波与激波干扰、激波与膨胀波干扰以及流动分离等复杂流动现象的模拟能力。但该模型对边界层层流段的模拟不够准确,究其原因可能是由于该转捩模型只是利用间歇因子?来修正湍动能的输运方程中的生成项,因此在流动的层流段并未实现对湍流的完全抑制。此外,该模型模拟转捩过冲现象的能力也稍有不足。本文还利用该模型对三种进气道设计方案进行了数值模拟,这三种方案分别是方案一三波系外压缩进气道、方案二等熵外压缩进气道和方案三单波系外压缩进气道。根据数值计算的结果对比分析了三种方案的设计工况和变工况的气动性能。在设计工况的条件下,方案二进气道由于采用等熵的外压缩型面因此喉部总压恢复系数较高,但喉部之后的扩张通道导致气流加速,使其隔离段激波串前气流马赫数较大,相应的激波损失增大,因此出口总压系数下降。而方案三进气道由于隔离段激波串损失最小,因此具有最高的出口总压恢复系数。同时方案三进气道还具有最大的进气流量和最小的外罩阻力,但该方案的出口流场畸变度也是最大的。由于方案三进气道的外压缩激波系强度不大,入射到外罩内壁面上时对进气道内流场的影响较小,因此在变工况的条件下,其特性参数变化不大,不会偏离设计点太远。即方案三进气道的速度特性曲线最为平坦,该方案具有最优良的变工况性能。

关键词：高超音速边界层流动转捩预测数值模拟工程转捩模式激波-边界层干扰超音速/高超音速进气道

同方学位论文库评论

在线全文

同方学位论文库

学校读者我要写书评

暂无评论

旋转爆震发动机进气道流动特性分析

旋转爆震发动机进气道流动特性分析

作者：张仁涛南京航空航天大学

学位级别：硕士

旋转爆震发动机具有比冲高、结构简单等诸多潜在优势,是一个重要发展方向。不同于常规冲压发动机进气道,旋转爆震发动机进气道受下游燃烧室旋转爆震波影响,存在运动激波主导的复杂流动。本文采用理论分析与数值仿真相结合的方法系统研... 详细信息

旋转爆震发动机具有比冲高、结构简单等诸多潜在优势,是一个重要发展方向。不同于常规冲压发动机进气道,旋转爆震发动机进气道受下游燃烧室旋转爆震波影响,存在运动激波主导的复杂流动。本文采用理论分析与数值仿真相结合的方法系统研究了运动激波传播、演化过程、运动激波/边界层干扰物理机制,分析了关键参数的影响规律。首先,采用理论与数值仿真方法研究了等直管道内运动激波主导的流动特征,获得了下游脉动压力特性,来流马赫数,边界层厚度对流动特征的影响规律。研究发现:运动激波在向上游传播过程中其强度逐渐衰减,波后总温、总压、静温、静压呈阶跃式上升,随后受下游膨胀波影响上述参数下降;不同于驻激波/边界层干扰,运动激波/边界层干扰的流动特征由来流马赫数和激波强度共同主导,来流马赫数越小、激波越强,运动激波后倒流现象越严重。其次,采用非定常数值仿真方法系统研究了旋转爆震发动机进气道的流动特性。研究表明:受下游燃烧室旋转爆震波影响,进气道扩张段内存在呈螺旋状向上游传播的运动激波,传播过程中运动激波强度逐渐衰减,激波形态由类正激波向类斜激波演化,最终接近驻激波。运动激波/边界层干扰诱发了螺旋状三维流动分离,随着激波向上游传播,流动分离特征逐步向驻激波/边界层干扰演化。进气道出口截面参数分布特征受旋转爆震波主导。再次,研究了旋转爆震燃烧室压力脉动频率、时均值,进气道来流马赫数等对进气道流动特性的影响。结果表明:压力脉动频率影响进气道扩张段内螺旋形运动激波分布、强度与出口性能参数。随着压力脉动频率升高,扩张段内螺旋形运动激波“螺距”变小,运动激波向上游传播过程中强度衰减速度增大。随着来流马赫数增大,旋转爆震燃烧室脉动压力增强,扩张段内螺旋形运动激波强度增大,结尾激波前移。扩张段内运动激波/边界层干扰更加剧烈,流动分离更加严重。最后,评估了扩张段内引入支撑对进气道内流动特性的影响。结果表明:支撑对进气道流动特性影响不大。螺旋形运动激波与支撑碰撞处存在局部高压区,支撑之间运动激波倾斜角度变小。气流总压损失略微增大。

关键词：超声速进气道旋转爆震运动激波激波-边界层干扰数值仿真