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相似文献
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1.
董帅  林殿吉  吕玉坤 《力学学报》2016,48(2):327-335
导电流体在法向外置磁场的作用下,在贴近壁面处会形成哈特曼边界层.哈特曼边界层的稳定性研究对电磁冶金过程和热核聚变反应冷却系统等相关设备的设计和运行都有着十分重要的意义.本文采用非正则模态稳定性分析方法,对两无限大绝缘平行平板内导电流体流动的稳定性进行了研究.通过在时间上迭代求解扰动变量的控制方程组和伴随控制方程组,获得了在磁场作用下初级扰动的增长情况及其空间分布形式,分析了磁场强度对最优扰动增长倍数G_(max)、最优展向波数β_(opt)和最优时刻t_(opt)的影响,并考察了上下两个哈特曼边界层之间的相互作用.结果表明,最优初始扰动的空间分布形式为沿着流场方向的漩涡,关于法向方向对称或者反对称.当哈特曼数Ha较大时(Ha10),对称漩涡和反对称漩涡形式的初始扰动增长倍数基本相等;上下两个哈特曼边界层可以认为是彼此独立的,不会相互影响,此时最优扰动增长倍数G_(max)与局部雷诺数R的平方成正比,相应的最优展向波数β_(opt)和最优时刻t_(opt)均正比于哈特曼数Ha.当哈特曼数Ha较小时(Ha10),反对称漩涡形式的初始扰动更为不稳定,其增长倍数大于对称漩涡的增长倍数,且上下两个边界层之间存在着一定的相互作用,并对整个流场的稳定性产生一定的影响.  相似文献   

2.
激波振荡是高超声速进气道不起动过程中常见的流动现象,会显著降低进气道气流捕获与压缩效率、产生剧烈的非定常气动力载荷而危害飞行器安全. 从激波振荡的控制出发,实验研究了前体转捩带位置的涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡流动的影响. 分别在起动和激波振荡两种进气道流态下,选择无、0.5 mm与1 mm高度涡发生器工况进行对比研究. 并采用高速纹影与壁面动态测压同步记录非定常流动特征. 结果表明,1 mm高度内的涡发生器对起动状态的进气道主流流场结构、壁面压强分布影响不显著. 但对于激波振荡流动,涡发生器会明显缩小外压缩面分离区运动范围,缩短振荡周期,提升振荡周期内壁面压强的时均值. 涡发生器的影响程度随其高度的增大而增强,其中振荡周期从无涡发生器的4 ms缩短到1 mm高度涡发生器的3.13 ms. 此外,0.5 mm高度涡发生器会使得进气道内部测点的压强振荡幅值整体下降,相比无涡发生器工况的下降幅度可达23%. 流场结构与壁面压强信号的分析表明,涡流发生器主要通过其产生的流向涡影响激波振荡流动,包含流向涡对下游边界层的扰动以及流向涡与分离区的相互干扰.   相似文献   

3.
激波振荡是高超声速进气道不起动过程中常见的流动现象,会显著降低进气道气流捕获与压缩效率、产生剧烈的非定常气动力载荷而危害飞行器安全.从激波振荡的控制出发,实验研究了前体转捩带位置的涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡流动的影响.分别在起动和激波振荡两种进气道流态下,选择无、0.5 mm与1 mm高度涡发生器工况进行对比研究.并采用高速纹影与壁面动态测压同步记录非定常流动特征.结果表明,1 mm高度内的涡发生器对起动状态的进气道主流流场结构、壁面压强分布影响不显著.但对于激波振荡流动,涡发生器会明显缩小外压缩面分离区运动范围,缩短振荡周期,提升振荡周期内壁面压强的时均值.涡发生器的影响程度随其高度的增大而增强,其中振荡周期从无涡发生器的4 ms缩短到1 mm高度涡发生器的3.13 ms.此外,0.5 mm高度涡发生器会使得进气道内部测点的压强振荡幅值整体下降,相比无涡发生器工况的下降幅度可达23%.流场结构与壁面压强信号的分析表明,涡流发生器主要通过其产生的流向涡影响激波振荡流动,包含流向涡对下游边界层的扰动以及流向涡与分离区的相互干扰.  相似文献   

4.
激波风洞内超燃冲压发动机三面压缩进气道流场实验观测   总被引:2,自引:0,他引:2  
主要进行了超燃冲压发动机三面压缩进气道的实验观测。利用来流马赫数4.5的直通式激波风洞,考察了三组具有不同压缩角度的进气道模型内部的流场情况。实验观测手段为油流法、丝线法和高速纹影,同时,辅以数值模拟以有助于流场细节分析。纹影照片展示了进气道内部以激波边界层相互作用为主要影响因素的流场复杂结构,数值模拟也显示了相近的结果。油流技术与丝线法显示了近壁面处的流动图像,照片中可见激波、分离线、再附线等分界线位置。根据实验结果,可以推测唇口激波与进气道内边界层的相互作用及其引起的壁面分离是影响进气道内流动的主要因素。同时,尝试了利用抽吸方法减弱激波与边界层相互作用诱发的壁面流动分离,并取得一定结果。  相似文献   

5.
王柏懿 《力学学报》1990,22(6):652-659
水文采用数值方法求解含灰气体激波管中侧壁层流边界层,揭示了这类流动中呈现的三个特征不同的区域.为了研究两相边界层的发展,本文构造了一个包括六点和四点格式的隐式有限差分程序,引进了适当描述气固两相间相互作用的非斯托克斯关系,并分别给出了气体和粒子的速度与温度剖面。此外,文中还讨论了激波管压力比、粒子载荷比和粒子尺寸对侧壁边界层流动特性的影响。  相似文献   

6.
本文简述了NF-3风洞二元实验段侧壁边界层吹除控制系统及具有吹气的模型实验方法,给出了不同吹气系数对风洞边界层的控制效果以及对相对厚度为7%的单段翼型实验结果的影响。初步实验研究结果表明,该控制系统能有效地改善风洞侧壁边界层的流动状态,减小侧壁干扰,改善翼型实验中的二元流动特性  相似文献   

7.
W型火焰锅炉炉内三维速度场数值模拟研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
阳德志  魏小林 《力学季刊》2007,28(4):612-618
W型火焰锅炉采用了煤粉浓缩、长火焰及分级送风等技术,有利于燃料的着火、火焰的稳定以及燃料的燃尽,在煤种适应性、低负荷稳燃能力、飞灰燃尽率等方面有很大的技术优势.本文通过数值模拟研究了W型火焰锅炉的三维速度场分布,得到了不同工况下炉内W型气流的流场图.通过比较数值结果和试验结果的流场图,结果表明:数值结果和试验结果基本吻合,W型火焰锅炉内的空气动力场取决于拱顶风与前后墙风的动量比,炉内气流形成两个明显的漩涡,延长了煤粉气流在下炉膛的停留时间,同时也增加了炉内气流充满度,有利于煤粉的完全燃烧.加大喉口风速,漩涡运动更加明显,在炉内形成γ型气流,煤粉气流在下炉膛的停留时间更长,炉内的一、二次风混合更加均匀.  相似文献   

8.
采用VOF(Volume of Fluid)方法追踪自由液面,辅以Realizable(可实现化)κ-ε湍流模型封闭两相流时均方程,对有限尾水深波浪底板壁面射流水力特性进行了数值模拟。微分方程的离散采用有限体积法,速度与压力耦合求解使用了压力隐式算子分裂PISO(Pressure-Implicit with Splitting of Operators)算法。分析了入射速度和底板粗糙度对流场流线分布、横断面最大流速沿程衰减规律、底板压强分布规律等水力特性的影响。研究发现:流场内存在两个大的漩涡,而且波浪底板凹面附近存在有小的漩涡;入射流速越大,横断面最大流速沿程衰减梯度越大;波浪底板上的压强也呈波状分布,且压强大小主要受入射流速和底板粗糙度两个因素的影响。  相似文献   

9.
巷道和峒室底板的稳定性及弯曲变形   总被引:1,自引:0,他引:1  
本文运用板的压曲理论分析了巷道和峒室底板岩层的稳定性,并将底板隆起量与两帮移近量相结合起来,得出了估算底板弯曲位移的表达式.最后,通过实例分析,验证了理论分析的合理性.  相似文献   

10.
前体/进气道一体化设计是高超声速飞行的关键技术,一体化设计的核心是前体与进气道在基准流场上的气动融合.针对腹部进气布局中前体压缩后的非均匀流影响进气道性能的问题,文章基于局部收缩比处处一致的思想,提出了离散等收缩比设计方法,实现了乘波前体/内转式进气道流向气动融合与遵循气动规律的变截面流道设计.将进气道的三维流场分解成一簇具有相同收缩比的三维流管,视每根流管侧壁为轴对称流场;以锥导乘波前体压缩后的非均匀流作为来流条件,以总压恢复为目标对每根流管进行优化设计;通过匹配激波反射位置将流管重新组合起来,流管的对应边界组成内转式变截面进气道.该设计方法适配任何已知的非均匀来流,可灵活控制唇口位置,且适用于任意形状之间的变截面转换.数值研究表明,依托该方法设计的一体化构型性能符合预期,出口流场均匀,具有优越的抗反压能力,且非设计点流场波系结构良好.离散等收缩比设计方法为腹部进气布局中前体/进气道一体化气动融合设计提供了新思路.  相似文献   

11.
Seleznev  R. K. 《Fluid Dynamics》2021,56(3):334-342
Fluid Dynamics - Combustion flow inside the channel of a model scramjet air inlet with transverse hydrogen fuel injection from the bottom wall is investigated. The OH-concentration and pressure...  相似文献   

12.
In this paper, the thermal load on an actively cooled lobed strut injector for scramjet (supersonic combustion ramjet) applications is investigated numerically. This requires coupled simulations of the strut internal and external flow fields together with the heat conduction in the solid injector body. In order to achieve a fast mixing, the lobed strut is positioned at the channel axis to inject hydrogen into the core of a Mach 3 air stream. There it is exposed to the extremely high temperatures of the high speed flow. While the external air and hydrogen flows are supersonic, the strut internal hydrogen flow is mainly subsonic, in some regions at very low Mach numbers. To enable a simulation of the internal flow field which ranges from very low to very high Mach numbers (approximately Mach 2.25 at the nozzle exit), a preconditioning technique is employed. The compressible finite‐volume scheme uses a spatially fourth order multi‐dimensional limiting process discretization, which is used here for a first time to simulate a geometrically and fluid mechanically highly complex problem. It will be demonstrated that besides its high accuracy the multi‐dimensional limiting process scheme is numerically stable even in case of demanding practical applications. The coupled simulation of the lobed strut injector delivers unique insight into the flow phenomena inside and outside the strut, the heat fluxes, the temperature distribution in the solid material, the required hydrogen mass flux with respect to cooling requirements and details concerning the conditions at the exit of the injector. Copyright © 2016 John Wiley & Sons, Ltd.  相似文献   

13.
在低飞行马赫数条件下, 乙烯燃料超燃冲压发动机为实现成功点火及稳定燃烧, 常使用先锋氢引燃乙烯, 本文通过试验研究了多种喷注方案下的超燃燃烧室流动特性、火焰传播特性及燃烧稳定性, 喷注方案包括单先锋氢、单乙烯和组合喷注方式. 超燃燃烧室入口马赫数为2.0, 总温为953 K, 总压为0.82 MPa. 多种非接触光学测量手段被应用于超燃冲压发动机流场结构和火焰传播规律的诊断, 包括纹影、CH自发光照相和OH-PLIF, 并使用10 kHz的压力传感器来采集燃烧室上壁面中线处压力. 结果表明: 在无燃料喷注情况下, 发动机内流场会以约450 Hz的主频振荡; 在有燃料喷注情况下, 凹腔上游喷注方式会抑制振荡, 而凹腔台阶下游喷注方式对流场振荡影响较小. OH-PLIF图像结果表明: 先锋火焰是不稳定的, 当先锋氢在凹腔上游喷注时, 先锋火焰主要集中于凹腔中后部, OH基在凹腔中部重复地集聚与扩散; 当先锋氢在凹腔台阶下游喷注时, 先锋火焰呈破碎状分布于剪切层内, 且凹腔后斜坡处无燃烧. 燃料组合喷注时, 燃烧也是不稳定的. 先锋氢关闭后, 火焰从凹腔中部后移至凹腔后斜坡处, 且火焰形态稳定, 组合喷注时的燃烧不稳定现象源于先锋氢燃烧的不稳定性.   相似文献   

14.
为提升针对高马赫数发动机的模拟能力, 对计算方法进行了可压缩性修正, 并针对飞行Ma12条件下超燃冲压发动机进行了多状态三维数值模拟, 分析了发动机内波系、参数以及燃烧性能特征. 研究结果表明: (1)修正后的方法计算所得激波位置及强度与试验值吻合, 在激波串模拟、高马赫数发动机模拟上均展现了更优的能力. (2)发动机内形成激波与反射波系, 燃烧并未改变波系贯穿流道的基本结构, 且随着当量比增加, 激波角增大, 反射激波数量增多, 激波交汇带来的温升与压升有利于燃烧释热, 且随着反射激波沿流向减弱, 激波导致的壁面热流升高现象逐渐减弱. (3)流场中绝大部分区域为非预混燃烧. 燃烧室后段平均静温超过2500 K, 完全产物H2O减少, H2与O2燃烧效果变差, 发动机可利用的有效释热在燃烧室前段增加, 在后段减少. O原子复合主要发生在喷管中. (4)当量比0.5时, 化学反应主要发生在燃烧室前部; 当量比1.0时, 反应距离更长. 当量比0.5与1.0下燃烧室阻力差异较小, 总推力系数提升主要由尾喷管贡献. 燃烧会导致燃烧室摩阻及整机总摩阻减小, 进气道与尾喷管摩阻变化较小.   相似文献   

15.
Experimental investigations employing Planar Laser-induced fluorescence visualisation of the qualitative distribution of the OH radical (OH-PLIF), coupled with surface pressure measurements, have been made of flow in a generic, nominally two-dimensional inlet-injection radical farming supersonic combustion scramjet engine model. The test flows were provided by a hypersonic shock tunnel, and covered total enthalpies corresponding to the flight Mach number range 8.7–11.8 and approximately 150 kPa dynamic pressure. The surface pressure measurements displayed radical farming behaviour, that is a series of adjacent high and low pressure regions corresponding to successive shock/expansion structures, with no significant combustion-induced pressure rise until the second structure. OH-PLIF imaging between the first two structures provides the first direct experimental evidence of significant OH radical concentrations upstream of the ignition point in this mode of scramjet operation and shows that combustion reactions were occurring in highly localised regions in a complex turbulent and poorly micromixed fuel/air mixing layer confined to the fuel injection side of the combustor.  相似文献   

16.
Broadband root-mean-square (rms) values and frequency spectra for pressure fluctuations in the supersonic boundary layer on a Mach 3 DeLaval nozzle sidewall and in the freestream are reported for both adiabatic and cooled surface conditions. The flat sidewall of the nozzle contained four sections independently cooled by liquid nitrogen. During the experiments, the flat sidewall was operated (1) adiabatically, (2) cooled in an approximately uniform manner to ?40°C, and (3) cooled in a nonuniform manner. For all thermal boundary conditions on the sidewall, a dynamic pitot probe was traversed through the boundary layer and into the freestream to measure the broadband pressure fluctuations from 30 Hz to 100 kHz. The influence of sidewall cooling on the measured pressure fluctuations was dependent on the unit Reynolds number. Compared with the pressure fluctuations measured with an adiabatic sidewall, uniform cooling of the sidewall was found to reduce the rms pressure fluctuations in both the boundary layer and the freestream by approximately 50% at the highest stagnation pressures used (unit Reynolds numbers above 44,000/cm). Uniform cooling of the sidewall increased rms pressure fluctuations for lower stagnation pressures (unit Reynolds numbers below 44,000/cm). A reduction in the pressure fluctuation amplitude within the boundary layer resulted in a corresponding reduction in the pressure fluctuation amplitude in the test section freestream. Tests using a nonuniform temperature distribution on the sidewall indicated that cooling the portion of the sidewall covering the nozzle throat had the most influence on the pressure fluctuations in the boundary layer and in the freestream.  相似文献   

17.
The background flow field of a scramjet isolator that accommodates a shock train contains complex compression and expansion waves, referred as ??background waves,?? causing large streamwise and transverse parameter gradients upstream of the shock train. Therefore, the available results of shock train research obtained by direct-connect methods might be not applicable for real scramjet isolators. Special tests are therefore performed for an inlet/isolator model. Close coupling is found between the shock train and the background shocks. The pointing direction of the leading shock switches upwards and downwards repeatedly during the upstream propagation of the shock train. Three unstable stages with substantial oscillations are also observed, interlaced with four stable stages. In addition, the interference of the background shock waves increases the sustainable back-pressure ratio and decreases the length of the shock train. However, this does not mean that the background waves in the isolator should be intensified intentionally.  相似文献   

18.
双燃式超燃发动机冷态内流场的数值研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
研究了双燃式一体化通道(包含进气道、双燃式燃烧室和尾喷管)的冷态内流场特性.首次在激波风洞中对内流场进行纹影照相,用TVD格式求解三维全N-S方程对喷管和一体化通道进行分区数值模拟,并考察了几何参数对内流场的影响.结果表明对典型工况(h  相似文献   

19.
关于吸气式高超声速推进技术研究的思考   总被引:5,自引:0,他引:5  
姜宗林 《力学进展》2009,39(4):398-405
回顾了吸气式高超声速推进技术的研究进展, 分析了超燃冲压发动机研制面临的关 键科学问题, 并从不同角度探讨了增大超燃冲压发动机推力的可能方法. 这些方法包括: 能 够降低总压损失的高超声速来流压缩方法、生成三维涡流的超声速混合增强技术、碳氢燃料 的预热喷射、可以控制燃烧过程的燃烧室设计优化方法、通过减小发动机流道湿面积来降低 摩擦阻力和催化复合解离的燃气降低高温气体效应. 考虑到等压热力学循环的热效率,还建议研究在高超声速推进系统中应用热效率高的爆轰过程, 并探讨了爆轰推进方法研究的 进展与问题. 吸气式高超声速推进技术是高超声速飞行器发展的关键技术, 认真思考和探索 其发展方向是非常必要的.  相似文献   

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