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1.
采用三维CFD黏性模拟考察涡发生器对高超声速轴对称进气道外部流动的影响.针对前缘钝化半径0.8 mm和3.2 mm的轴对称进气道外部流场,以涡发生器高度与当地位移边界层厚度比值为影响参数,考察流场结构与性能参数的影响规律.结果表明,涡发生器产生的干扰波系使得前缘激波向外偏移,下游近壁面流动与主流区出现明显的交换,下游流动出现明显的展向非均匀性.涡发生器对流动的影响沿流向逐渐减弱.在气流压缩性能方面,涡发生器下游压比、动压比沿流向开始增大,随后逐渐恢复到无涡发生器工况;Mach数、总压恢复系数开始降低,随后逐渐向无涡发生器工况趋近.涡发生器高度与当地位移边界层厚度的比值h可作为衡量其影响的重要参数.当h≤1.5时,进气道流场结构、性能参数的变化几乎可忽略,h≤3.0时进气道入口处性能参数几乎能够恢复到无涡发生器工况.   相似文献   
2.
无单元伽辽金法的并行计算   总被引:2,自引:2,他引:0  
对无单元伽辽金法的并行计算进行了详细研究,并将其应用于弹性动力学问题。使用并行桶搜索算法进行节点搜索,使用并行几何搜索算法进行样点搜索,讨论了移动最小二乘MLS(Moving Least Squares)形函数及其导数的并行计算和方程组的并行求解,并利用多层图形划分实现负载平衡。最后给出了并行无单元伽辽金法应用于弹性动力学的计算流程和实例。计算结果表明无单元伽辽金法具有很高的并行性和很好的并行效率,对其进行并行计算具有非常重要的意义。  相似文献   
3.
地层静温预测的非牛顿流体数学模型   总被引:2,自引:0,他引:2       下载免费PDF全文
根据热力学参数、泥浆参数及井筒结构参数等,先选定一个地层温度梯度进行计算,得出泥浆出口温度.将此计算值与实测温度值比较,按照比较结果再修正所选的地层温度梯度.如此反复,直到得出合理的地层温度梯度.在此基础上,从热力学及流体力学等有关方程出发, 经过推演得到井壁上温度随深度变化以及地层温度分布的数学模型.由于钻井过程中泥浆、 岩石及其温度场间是相互作用、相互影响的,这为研究热 流 固耦合渗流过程的理论与应 用提供了一种新的方法. 关键词: 温度梯度 非牛顿流体 数学模型  相似文献   
4.
单裂隙流-固耦合渗流的试验研究   总被引:9,自引:0,他引:9  
通过对较大尺寸的单裂隙岩体试块进行不同侧面加载的渗流试验,在实验室里开展了单裂隙流 固耦合渗流研究,模拟核废料贮藏库的围岩自由面的最危险部位的渗流量 应力耦合状态。分析了裂隙岩体渗流与应力的耦合机理,获得了几种典型情况下的试验数据,并拟合出不同应力条件下单裂隙岩体渗流量与应力间数学经验公式。从而说明并非任一方向的应力增加都能使渗流量减小,而是裂隙岩体的渗流量随着双向压应力的增加而减少,随着平行于裂隙面方向的单向压应力的增加而增加。缝隙开度虽然随着法向应力的增加而逐渐减小,但最终不可能完全闭合,所以,此时流量不可能为零。同时,在试验过程中还通过闭环控制来实现被加载面的均匀受力,这为大尺寸岩体试验提供了一种很好的加载方法。  相似文献   
5.
一种改进的无单元伽辽金方法   总被引:1,自引:0,他引:1  
使用单位分解积分,对传统的无单元伽辽金方法进行改进.有限覆盖和单位分解是单位分解积分的数学基础,对单位分解积分进行了严格证明,并指出使用Shepard函数作为单位分解函数是一个很好的选择.数值实例表明,使用单位分解积分进行数值求积的无单元伽辽金方法是一种真正的无网格方法,与经典的背景网格积分相比具有更高的精度.  相似文献   
6.
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   
7.
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   
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