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1.
基于局部偏转吻切方法的多级压缩乘波体设计 总被引:1,自引:0,他引:1
乘波体因优异的气动特性, 被认为是突破现有“升阻比屏障”的有效途径之一, 已成为高超声速飞行器气动设计的研究热点. 针对常规单级压缩乘波前体压缩量不足的问题, 基于局部偏转吻切方法提出一种多级压缩乘波体设计方法, 实现了多道非轴对称激波的逆向乘波设计. 通过引入多道非轴对称激波, 可充分发挥乘波前体的预压缩效果, 并为复杂外形条件下的高超声速飞行器设计提供新的思路. 以基于非轴对称椭圆锥激波的两级压缩乘波体为例阐述了该多级设计方法, 并在相同条件下设计了3种不同长短轴比的两级椭圆锥压缩乘波体. 设计状态下的数值模拟结果表明, 无黏条件下, 该设计方法得到的壁面压力分布与CFD结果基本一致, 且对应气动力参数的最大误差仅为0.3%左右, 证明了该方法的可靠性. 相较于两级圆锥压缩乘波体, 长短轴比大于1的两级压缩乘波体拥有更好的压缩性能和升阻特性, 但总压恢复系数和容积特性有所下降, 而长短轴比小于1的两级压缩乘波体性能恰好与之相反. 黏性条件下, 此类乘波体的激波系结构变化不大, 两道椭圆锥激波在底部截面基本相交, 仍具备较佳的乘波特性. 相似文献
2.
采用三维守恒清晰界面数值方法, 研究平面激波冲击并排液滴的动力学过程. 研究的焦点在于激波接触液滴后的复杂波系结构生成, 以及并排液滴相互耦合作用诱导的单个液滴非对称界面演化. 首先, 分析并排液滴之间界面通道内的波系结构发展, 发现在冲击初期由于反射激波相交而形成新的反射激波以及马赫杆; 这些流动现象与液滴另外一侧 (非通道侧) 由激波反射所形成的弯曲波阵面截然不同, 而且所导致的液滴横向两侧流场差异是中后期冲击过程液滴两侧界面非对称演化的主要原因. 其次, 研究冲击中期时, 特别是入射激波已运动至液滴下游并远离并排液滴, 界面形态的演化过程和规律, 揭示通道下游出口处由于气流膨胀导致的界面闭合、以及随后气流阻塞导致的界面破碎等新的流动现象. 最后, 研究液滴间距对并排液滴相互作用的影响规律, 发现液滴间距大小与通道内压力峰值具有明显的关联关系. 研究表明, 更小的液滴间距不仅带来更大的压力峰值, 而且使得峰值出现的时间更早. 相似文献
3.
清华大学喷雾燃烧与推进实验室长期专注于极高速、强可压和高瞬变等极端条件下的两相流和反应流前沿科学问题,并致力于应用基础研究成果解决航空航天动力与推进系统的关键技术难题。综述了实验室近些年在极端条件下两相流动和含化学反应流动物理机理、数理模型与数值算法等方面的研究进展。首先,介绍了实验室发展的耦合高瞬变相变过程的强可压缩气液两相界面流的数理模型和高精度数值方法,以及针对激波受气液(曲)界面约束情况下,描述非定常激波透射/反射(如波角、波强等物理量关系)的激波动力学分析方法。其次,基于上述模型、算法与分析方法,实验室研究了激波液滴相互作用、高速液滴撞击壁面等一系列问题,解析了上述高瞬变过程中复杂波系与界面的时空演化过程。以被激波或壁面冲击的液滴内流体空化初生为例,揭示了曲界面汇聚膨胀波诱导流体空化的机理,推导了预测空化初生位置的理论公式。最后,介绍了面向发动机燃烧室内的强可压缩两相喷雾反应流动,实验室开发了基于Euler-Lagrange框架的高性能数值仿真软件TURFsim,并成功用于真实复杂几何结构的航空发动机燃烧室和超声速燃烧室的数值模拟。以典型的超声速混合层流动数值模拟为例,总结了斜激波增强混合层混合特性的规律及其物理机理,获得了极限条件火核生成及火焰的传播模式与机理,详细分析了液雾弥散与蒸发、小激波和局部爆震波的时空演化特性,提出使用"第三Damk?hler数DaⅢ"定量表征燃烧模式,应用该无量纲参数成功进行了局部准等容燃烧过程的辨识与演化分析。上述研究结果对于航空航天发动机燃烧室复杂物理过程的理解及工程设计具有重要价值。 相似文献
4.
静脉系统是心血管系统的重要组成部分.脉搏波在血液流动中有着突出的重要性.本文主要研究静脉血流动力学模型基本波的相互作用.血流动力学模型是2×2严格双曲型方程组,其基本波包括疏散波和激波,属于血液流动中的脉搏波.基本波相互作用后血管截面面积和血流速度发生相应的变化. 相似文献
5.
为研究双温电子等离子体中束流不稳定性的演化过程,用二维粒子模拟(PIC)代码对双温电子束流不稳定性进行了模拟,其中泊松方程用松弛迭代法求解,代码满足电荷守恒、动量守恒和能量守恒条件。在电子双流不稳定性的非线性演化过程中,得到相空间的空洞结构,实空间也相应出现了电子空洞。给出了不稳定性增长率以及相应色散关系。 相似文献
6.
针对Mach数8以上(Ma>8)冲压发动机地面试验能力不足问题,基于FD-21高能脉冲风洞,开展了吸气式推进试验技术探索,提升了FD-21风洞的重活塞驱动能力,获得了总压18.66 MPa、总温3 950 K、Ma=9.62、静压436.6 Pa、速度3 km/s的高焓大动压模拟流场,同时发展了高时间分辨率吸收光谱测量技术和基于重模型自由飞原理的发动机推阻测量方法.在此基础上,设计了弯曲激波压缩二元发动机,构建了燃料在线供应与喷注控制、模型悬挂与瞬态释放及相关测量一体的试验系统,在所建立的Ma=9.62风洞模拟环境中进行了集成验证试验,定量测得了有/无氢气射流与空气/氮气超声速气流作用下二元发动机的壁面压力、吸收光谱峰值吸收率、轴向力等数据,并利用纹影观测到了进气道唇口与燃烧室部位的波系特征.多次试验所得的壁面压力、峰值吸收率、轴向力随时间变化曲线均存在2 ms以上的平台,表明二元发动机建立了准定常流动.冷热态及氮气对照组对应的壁面压力分布、峰值吸收率、轴向力等数据呈现出了明显不同,且二者规律近似一致,一方面说明所建立的模拟流场、燃烧诊断技术、发动机推阻测量技术是有效的,另一方面也表明二元发动机实现了点火燃烧、获得有效热功转换,为后续相关研究奠定了良好的基础. 相似文献
7.
8.
为深入研究空化可压缩流动中空泡/空泡团溃灭过程中激波产生、传播及其与空穴相互作用规律,本文采用数值模拟方法对空化可压缩流动空穴溃灭激波特性展开了研究.数值计算基于OpenFOAM开源程序,综合考虑蒸汽相和液相的压缩性,通过在原无相变两相可压缩求解器的控制方程中耦合模拟空化汽液相间质量交换的源项,实现了对空化流动的非定常可压缩计算.利用上述考虑汽/液相可压缩性的空化流动求解器,对周期性云状空化流动进行了数值模拟,并重点研究了空穴溃灭激波特性.结果表明:上述数值计算方法可以准确捕捉到空穴非定常演化过程及大尺度脱落空泡云团溃灭激波现象,大尺度脱落空泡云团溃灭过程分为3个阶段:(1) U型空泡团形成; (2) U型空泡团头部溃灭; (3) U型空泡团腿部溃灭.在U 型空泡团腿部溃灭瞬间,观察到激波产生,并向上游和下游传播,向上游传播的激波与空穴相互作用,导致水翼吸力面新生的附着型片状空穴回缩,直至完全溃灭.并且空穴溃灭激波存在回弹现象, 抑制了下一周期的空化发展. 相似文献
9.
为研究柔性障碍物对甲烷空气爆炸波的激励效应,采用双向拉伸聚丙烯(biaxially oriented polypropylene, BOPP)薄膜作为柔性障碍物将管道内甲烷空气预混气体与空气隔开,对比障碍物前后火焰、激波变化,分析膜状柔性障碍物激励效应的机理。实验结果表明:这种具有一定承压能力的柔性障碍物对甲烷爆炸波产生的激励效应不可忽视,在膜片破裂前产生多次激波反射过程,可诱导湍流火焰形成,促使膜前爆炸压力提高,膜片破裂后,火焰在伴流作用下传播速度突增,并加速逐渐逼近前驱冲击波,致使膜后爆炸压力大幅提高;激励效应可使膜片前后最大爆炸压力相差5倍,火焰速度相差7倍;另外在膜片位置2.5 m后增设一道膜片,可增强这种激励效应,而增加膜片的实质是使激波火焰相互作用的次数增加。 相似文献
10.
高马赫数超燃冲压发动机技术研究进展 总被引:1,自引:0,他引:1
吸气式高超声速飞行在空间运输和国家空天安全领域具有极高价值, 超燃冲压发动机是其核心动力装置. 目前飞行马赫数4.0 ~ 7.0超燃冲压发动机技术日趋成熟, 发展更高速的飞行动力技术成为今后临近空间竞争焦点之一. 本文对飞行马赫数8.0 ~ 10.0 的高马赫数超燃冲压发动机技术进行了分析和综述. 首先论述其亟待解决的关键问题和技术, 分别包括高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混与燃烧强化技术、高超声速燃烧与进气压缩的匹配及工作模态、高焓低雷诺数边界层流动及其控制方法、高焓低密度流动/燃烧的热防护技术, 以及高马赫数发动机的地面试验风洞技术. 然后, 进一步介绍了国内外高焓激波风洞与驱动技术以及国内外典型的地面和飞行试验进展. 进而针对推进和热防护的总体性能评估、高马赫数发动机内凸显的高焓离解与热化学非平衡效应、超高速气流燃料增混和燃烧强化技术综述了相关研究进展及结论, 讨论了高马赫数超燃冲压发动机的可行性以及各关键技术的特点. 最后进行了总结并对后续研究提出了几点建议. 相似文献