检索结果-南通市图书馆

真实气体效应对升力体舵面局部流动分离的影响

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

空气动力学学报 2015年第3期33卷 330-337页

作者：田浩叶友达蒋勤学何先耀中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000 国家计算流体力学实验室北京100191

数值模拟分析了高马赫数低雷诺数条件下激波边界层干扰、激波与激波相互作用、流动分离再附等流动现象的特点以及高温真实气体效应的影响。分别采用量热完全气体、平衡气体、化学非平衡气体模型对升力体由于舵面偏转引起的局部流动分离... 详细信息

数值模拟分析了高马赫数低雷诺数条件下激波边界层干扰、激波与激波相互作用、流动分离再附等流动现象的特点以及高温真实气体效应的影响。分别采用量热完全气体、平衡气体、化学非平衡气体模型对升力体由于舵面偏转引起的局部流动分离情形进行了数值模拟。研究了飞行高度、壁面温度及来流马赫数对流动分离的影响。计算结果表明:真实气体效应使空气在边界层内发生离解反应,边界层内温度降低,粘性减小,动能损失减小,克服逆压梯度的能力更强,从而使分离区明显减小。分离区的减小改变了分离/再附激波的位置和强度,进而对局部压力及热流分布产生重要影响;随高度增加,平衡气体较完全气体分离区相对减小量增大,平衡气体效应对流动分离/再附现象的影响越大;壁温对分离区影响较大,随壁温升高,分离区增大;随马赫数增大,分离区减小,真实气体和完全气体的差异增大,真实气体效应的影响更加显著。

关键词：真实气体效应数值模拟分离再附高超声速升力体

真实气体效应对MSL火星进入气动特性的影响研究

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

航天返回与遥感 2017年第4期38卷 8-17页

作者：梁杰李志辉杜波强方明中国空气动力研究与发展中心超高速所绵阳621000

探测器超高速进入火星过程的高温真实气体效应对飞行稳定性和防热系统影响极大,需要在初步设计阶段对探测器的气动力热特性进行精确预测。文章构建了采用流场直角与表面非结构混合网格以及网格自适应的直接模拟蒙特卡洛方法,模拟稀薄环... 详细信息

探测器超高速进入火星过程的高温真实气体效应对飞行稳定性和防热系统影响极大,需要在初步设计阶段对探测器的气动力热特性进行精确预测。文章构建了采用流场直角与表面非结构混合网格以及网格自适应的直接模拟蒙特卡洛方法,模拟稀薄环境高温真实气体效应的依赖于温度的多原子分子振动激发和8组份54化学反应模型。通过计算"火星探路者"外形气动力系数随攻角的变化,并与文献提供的计算结果对比,有较好的一致性,验证了该文算法的可靠性。文章模拟了"火星科学实验室"在火星大气环境70km高度、进入速度为5.85km/s下的高温真实气体效应对气动力、气动热和流场特征的影响。通过与完全气体计算结果对比,表明高温真实气体效应影响下的激波脱体距离减小,表面热流降低,轴向力系数增加、配平攻角减小、压心位置随攻角变化显著。

关键词：深空探测火星进入直接模拟蒙特卡洛方法真实气体效应气动特性

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

横向喷流干扰中的真实气体效应研究

空气动力学学报 2006年第1期24卷 28-33页

作者：杨彦广刘君唐志共中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000 国防科技大学湖南长沙410073

建立了包括湍流、两相流和非平衡化学反应模型的统一算法,并对横喷干扰流动中的高温异质喷流、两相流、非平衡燃烧效应分别进行了计算分析。研究表明,非平衡燃烧效应对干扰流场及模型气动力的影响最大,高温异质喷流次之,两相流效应的影... 详细信息

建立了包括湍流、两相流和非平衡化学反应模型的统一算法,并对横喷干扰流动中的高温异质喷流、两相流、非平衡燃烧效应分别进行了计算分析。研究表明,非平衡燃烧效应对干扰流场及模型气动力的影响最大,高温异质喷流次之,两相流效应的影响最小;非平衡燃烧是引起冷、热喷条件下轴向力系数出现明显差异的最主要因素;虽然固相颗粒本身对干扰流场影响非常小,但它会从造成气相质量流率损失的角度对流动产生影响。因此,在风洞试验的模拟准则中应对上述因素予以考虑。

关键词：高超声速流横向喷流干扰真实气体效应空气动力

进入火星大气的高温真实气体效应与气动加热研究

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

宇航学报 2018年第9期39卷 959-967页

作者：杨肖峰国义军唐伟桂业伟杜雁霞中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室绵阳621000

针对火星和地球大气分子热力学和化学行为的差异性,采用理论分析和数值模拟两种手段,研究探测器进入过程高超声速流动的分子振动激发、离解反应及热力学和化学非平衡等真实气体效应,获得不同气体模型条件下的高超声速气动加热规律,探究... 详细信息

针对火星和地球大气分子热力学和化学行为的差异性,采用理论分析和数值模拟两种手段,研究探测器进入过程高超声速流动的分子振动激发、离解反应及热力学和化学非平衡等真实气体效应,获得不同气体模型条件下的高超声速气动加热规律,探究引起地火差异的根本原因。分析认为,探测器进入火星大气层的稀薄气体效应明显;激波层内发生CO_2气体为主的大规模离解,在极高温环境下O_2和CO也将离解;沿进入轨道的高超声速流动基本处于化学非平衡但热力学平衡状态;激波层内能量储存和分配模式因分子振动激发和化学反应而改变,分子振动激发会增强气动加热量,但均介于化学反应模型的完全非催化和完全催化壁结果之间;相同来流条件下CO_2介质高超声速气动加热强于空气介质,但真实的火星进入热载荷因大气稀薄而弱于地球再入环境。相关研究为我国未来火星探测器热防护系统设计提供技术支持。

关键词：进入火星高超声速气动加热真实气体效应化学反应

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

真实气体效应试飞器气动布局研究

力学季刊 2015年第2期36卷 239-248页

作者：陈冰雁徐国武刘周龚安龙中国航天空气动力技术研究院北京100074

针对真实气体效应飞行试验的要求对试飞器气动布局开展了设计研究,采用平衡气体模型对真实气体效应进行数值模拟,通过与理想气体状态方程数值模拟结果的比较,分析了真实气体效应对不同试飞器外形气动特性的影响规律,总结出真实气体效应... 详细信息

针对真实气体效应飞行试验的要求对试飞器气动布局开展了设计研究,采用平衡气体模型对真实气体效应进行数值模拟,通过与理想气体状态方程数值模拟结果的比较,分析了真实气体效应对不同试飞器外形气动特性的影响规律,总结出真实气体效应试飞器外形的基本设计要素,给出了适用于真实气体效应飞行试验的试飞器气动布局.

关键词：真实气体效应平衡气体气动布局数值模拟飞行试验

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

真实气体效应对返回舱气动力特性的影响

力学与实践 2013年第3期35卷 27-34页

作者：李俊红潘宏禄程晓丽中国航天空气动力技术研究院北京100074

采用7组元6反应化学动力学模型,通过数值方法研究了真实气体效应对阿波罗(Apollo)返回舱流场及气动力特性的影响.并利用典型弹道点的飞行和实验数据验证了化学非平衡流计算程序的可靠性.计算结果表明:真实气体效应主要发生在物面附近很... 详细信息

采用7组元6反应化学动力学模型,通过数值方法研究了真实气体效应对阿波罗(Apollo)返回舱流场及气动力特性的影响.并利用典型弹道点的飞行和实验数据验证了化学非平衡流计算程序的可靠性.计算结果表明:真实气体效应主要发生在物面附近很薄的激波层内,真实气体效应使得激波脱体距离减小;真实气体效应使阻力系数和升力系数增加,且在小攻角时增加幅度最大;真实气体效应产生附加的低头力矩,使压心位置后移.真实气体效应的影响随着马赫数的增加变化不明显.

关键词：返回舱真实气体效应气动特性

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

高压下真实气体效应对涡轮性能影响的仿真

火箭推进 2022年第2期48卷 94-104页

作者：张鹏飞李星许开富王晓峰金路西安航天动力研究所陕西西安710100 航天推进技术研究院陕西西安710100

大推力补燃循环液体火箭发动机主涡轮燃气在高压下由于受到真实气体效应的影响,其气体性能偏离理想气体,常规分析方法得到的涡轮性能与实际情况存在一定偏差。采用三维流动仿真方法,结合SST湍流模型,采用定物性理想气体、ARK气体状态方... 详细信息

大推力补燃循环液体火箭发动机主涡轮燃气在高压下由于受到真实气体效应的影响,其气体性能偏离理想气体,常规分析方法得到的涡轮性能与实际情况存在一定偏差。采用三维流动仿真方法,结合SST湍流模型,采用定物性理想气体、ARK气体状态方程和基于NIST Refprop真实物性数据库的涡轮性能进行了仿真研究,分析了甲烷和富氧燃气的涡轮性能,并与结合一维压缩因子修正的性能结果进行了对比。研究表明,基于真实物性数据的涡轮仿真性能与理想气体存在明显偏差,使用ARK气体状态方程能够有效减小性能仿真偏差,而使用合适的压缩因子修正具有较高的精度,可作为工程算法。

关键词：高压涡轮真实气体效应理想气体 ARK方程压缩因子

考虑低温增压真实气体效应的运输机气动特性数值模拟研究

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

空气动力学学报 2016年第5期34卷 652-658页

作者：江雄牟斌王建涛肖中云中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所四川绵阳621000

为了给低温风洞试验数据修正提供参考,本文利用数值模拟手段研究了低温真实气体效应相比较于完全气体对飞行器气动特性的影响,以及该影响与雷诺数影响相比所占比例的大小等问题。文章应用Aungier-RedlichKwongz方程,发展了适用于模拟氮... 详细信息

为了给低温风洞试验数据修正提供参考,本文利用数值模拟手段研究了低温真实气体效应相比较于完全气体对飞行器气动特性的影响,以及该影响与雷诺数影响相比所占比例的大小等问题。文章应用Aungier-RedlichKwongz方程,发展了适用于模拟氮气低温高压真实气体效应的RANS求解软件。与NIST数据的对比表明,该状态方程在5倍大气压下,比热比等参数误差在0.3%以下。同时,标模测试结果表明本文软件计算精度与国外软件相当。应用本文方法研究低温增压风洞中氮气真实气体效应:以典型运输机构型DLRF6为模型,分别计算了高速、低速状态下各种不同温度和压力工况下的流动。计算结果表明,在低温增压情况下,真实气体效应引起的气动力差异很小,升力、阻力、力矩最大相对误差均在0.3%以下,与雷诺数效应引起的偏差相比可以忽略不计。因此,以氮气为介质的低温风洞试验研究可以采用完全气体假设。

关键词：低温真实气体效应数值模拟 ARK方程

在线全文

学校读者我要写书评

暂无评论

真实气体效应对高超声速钝楔流场的影响

真实气体效应对高超声速钝楔流场的影响

作者：王刚哈尔滨工程大学

学位级别：硕士

近年来,随着高超声速飞行器的研究与发展,人们对高超声速空气动力学的研究也越来越深入。其中,真实气体效应是研究高超声速飞行时不可忽略的一项重点问题。本文通过直接数值模拟计算的方法研究了真实气体效应对高超声速钝楔流场的影响... 详细信息

近年来,随着高超声速飞行器的研究与发展,人们对高超声速空气动力学的研究也越来越深入。其中,真实气体效应是研究高超声速飞行时不可忽略的一项重点问题。本文通过直接数值模拟计算的方法研究了真实气体效应对高超声速钝楔流场的影响。本文将采用量热完全气体模型、变比热模型(等效比热比法和直接通量分裂法)与化学平衡气体模型分别对高超声速钝楔流场进行直接数值模拟计算,并将考虑了真实气体效应的计算模型所计算出的流场数据与量热完全气体模型计算出的流场数据进行对比分析,得出真实气体效应对高超声速钝楔流场的具体影响结果。结果表明,变比热模型与化学平衡气体模型反映出的真实气体效应影响趋势相同,均使钝楔头部激波内高温区的流速与温度降低,使波内密度升高,使激波层内厚度减小,且均对波内压强影响较小。此外,真实气体效应在更高马赫数下的化学平衡气体模型中所反映出的影响效果更为显著。

关键词：真实气体效应高超声速钝楔流场变比热模型化学平衡气体模型