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利用三维并行计算代码求解Navier-Stokes方程,数值模拟标模(ELECTRE)化学非平衡绕流,研究真实气体效应对标模气动热特性的影响,反应模型为Dunn和Kang的7组元7反应化学动力学模型.利用典型弹道点的飞行试验数据验证化学非平衡流计算程序的可靠性.在此基础上,研究不同壁面催化条件下攻角和高度变化对热流的影响.计算表明:真实气体效应主要发生在物面附近很薄的激波层内,并使激波脱体距离减小;完全催化壁驻点热流值高于非催化壁热流值;随着攻角增大,热流分布差异明显,而且攻角越大时,物面电子数密度越小;飞行高度越高,O2和N2离解程度越低,驻点热流越低. 相似文献
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超声速平板边界层斜波失稳转捩过程研究 总被引:6,自引:0,他引:6
以5阶迎风和6阶对称紧致格式混合差分求解三维可压缩滤波Navier-Stokes方程,对Mach
数为4.5, Reynolds数为10000的空间发展平板边界层湍流进行了大涡模拟. 时间推进采用
紧致存储3阶Runge-Kutta方法,亚格子尺度模型为修正Smagorinsky涡黏性模型. 通过在
入口边界叠加一对线性最不稳定第一模态斜波扰动,数值模拟得到了平板层流边界层失稳转
捩直至湍流的演化过程. 对流场转捩过程中瞬时量及统计平均量的分析表明,数值模拟结果
与理论吻合,得到的Y型剪切层、交替\Lambda涡结构以及转捩后期的发卡涡结构的发展
变化与相关文献结果一致,湍流流谱定性合理. 相似文献
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针对升力体外形飞行器局部构件干扰流动及热环境影响,采用理论分析、数值模拟、工程半经验模型及实验数据分析相结合,研究高速流动条件下平板表面突起物干扰区气动加热影响.对比分析不同外形特征下突起物对流场结构的影响表明:干扰区热环境分布与流动结构直接相关,压力比拟方法可在局部区域可靠预测热流分布;高台类突起物干扰区范围和热环境敏感依赖于其有效宽度,而低台类突起物干扰区范围和热环境则主要依赖于高度变化;方形头构件与圆形头构件对称面干扰区范围相差1.414倍(湍流/层流均成立);后掠角存在对干扰区范围影响显著,给出后掠角对干扰区的影响关系式.研究结果可方便地用于飞行器热环境预测中,为其提供技术支撑. 相似文献
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