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欠膨胀超声速射流不稳定性机理的数值研究 总被引:2,自引:0,他引:2
应用NND有限差分格式求解轴对称可压缩N-S方程,研究了不同驻室与环境压力比条件下欠膨胀超声速射流近场的失稳特性.计算结果表明欠膨胀超声速射流的失稳机制根据射流激波结构的特征可分为3种失稳模式:具有规则反射激波结构和单一剪切层特征的射流不稳定性;带有马赫反射激波结构和双剪切层特征的射流不稳定性;具有弯曲马赫杆和高度欠膨胀射流的不稳定性.对于欠膨胀超声速射流,沿射流方向重复出现拟周期性的射流激波结构是射流稳定发展的特征,这种射流激波结构的消失是射流开始失稳的标志. 相似文献
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不完全膨胀超声速射流的势核中会产生准周期的激波栅格结构, 其与剪切层内拟序结构的相互作用会产生激波噪声. 啸声是主要向上游方向传播的、具有离散频率的高强度激波噪声, 其产生是受一种非线性的声反馈环机制驱动. 精确定位啸声的声源位置是定量理解啸声反馈环机制和发展准确的啸声预测模型的一个关键所在. 为了分析近场啸声, 本文采用高精度数值方法直接求解轴对称可压缩Navier-Stokes方程, 数值模拟了完全膨胀射流马赫数为1.10和1.15的圆形声速喷管欠膨胀超声速冷射流, 得到了A1和A2两种轴对称模态啸声. 通过傅里叶模态分解、本征模态分解和动态模态分解, 分析了射流时序压力场和速度场, 研究了啸声关联拟序流动结构的空间演化, 精确定位了轴对称模态啸声的声源位置. 研究表明: 啸声关联拟序流动结构存在饱和态区域, 啸声声波是在其饱和态区域产生并向外传播; 在本文所涉及的射流马赫数范围内, A1和A2两种轴对称模态啸声的有效声源位置分别是在第4和第3个激波栅格结构的尾缘. 相似文献
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热激励器对超声速圆管射流的控制机理 总被引:1,自引:0,他引:1
采用大涡模拟方法研究了热激励器对马赫1.3 超声速圆管射流涡结构的影响, 采用加入净热源的方法模拟了热激励器的热效应, 分析了不同激励模态(m =±1 和m =±4) 的降噪和增加射流掺混的效果. 研究发现: (1)射流在受到激励作用时, 产生了更大的径向和周向速度扰动, 这有利于流向涡的形成, m =±1 激励模态下流向涡的发展更快, 特别是在摆动面上会有更大的增长速度; (2) 气动噪声分布的频带很宽, 激励作用对抑制高频气动噪声有较强的作用; (3) 对于在喷管壁面处产生的固壁噪声, m =±4 模态下的激励作用一定程度上加强了固壁噪声. 相似文献
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在对超声速榴弹炮以及导弹引信供电系统的发电机研究中,过去常在闭口式风洞进行实验,但由于闭口式风洞中各种相似参数和特有的因素影响,使得实验数据与真实飞行数据完全不符。因此,多年来只得靠实弹打靶来完善设计方案。本文利用气体动力学和实验空气动力学理论,设计了一种适合气动发电机的超声速试验射流装置,并通过试验详细地研究了装置在出口的流场品质和不同几何外形气动发电机的转速特性,给出了合理的模型试验区、喷管出口流速的确定方法和射流实验区参考压力的选取方法,最后对模型实验结果与打靶遥测数据进行了对照。研究表明,利用超声速射流的工作原理进行导弹引信发电机的模拟实验是可行的,并且该装置可用于引信产品验收。 相似文献
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使用大涡模拟方法对冲击面为平面的超声速中等欠膨胀冲击射流进行了数值模拟.利用三阶迎风和四阶对称紧致格式对无量纲化轴对称可压缩滤波N-S方程进行空间离散,时间上推进采用的是三阶精度的TVD型Rugge-Kutta法. 通过与经典的冲击射流实验比较,证实了程序的可靠性. 数值模拟得到了流场中不同尺度的涡结构和激波结构,观察到了上行声波和反射波以及流场中不同位置的声源,分析了冲击区剪切层附近区域的压强和涡旋转强度变化的频率、冲击平板上的压强变化频率以及射流剪切层中不同位置的涡合并出现的频率,发现冲击区剪切层附近区域的压强和涡强度变化以及射流剪切层中的涡合并现象和离散频率的冲击单音有重要关联. 相似文献
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超声速多喷流干扰流场特性研究 总被引:7,自引:0,他引:7
研究了旋成体上超声速来流与超声速横向多喷流相撞产生的层流干扰流场特性. 数
值方法针对三维可压缩Navier-Stokes方程按二阶精度Roe格式进行离散,采用基于多区对
接网格技术的有限体积法. 数值模拟结果描述了多喷流干扰流场的空间结构以及激波/边界层
干扰引起的分离范围,探讨了沿流向等间距排列的喷口个数对表面和空间流场结构以及压力
分布的影响规律. 结果表明,第一喷口对多喷流干扰流场主要结构和喷口上游表面分离范围
起主导作用. 其中三喷流流场数值模拟的对称面激波结构与实验纹影结果进行对比,符合较
好. 相似文献
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Hartmann-Sprenger(H-S)管处于吞吐模式下可以产生高频高幅度的气流振荡。本文将H-S管集成到传统射流装置中形成激励射流,研究其在超声速流场中的混合特性。本文设计了三种频率的CO2激励射流,将其横向注入马赫数2.5的均匀超声速来流当中。采用平面激光散射技术对其进行瞬态可视化成像,利用组分采样、测量总压进行时均分析。结果表明:H-S激励射流可以有效提高射流穿透深度,形成较多大尺度结构,从而获得较好的混合效果。关键词: 激励射流 超声速混合 穿透深度 大尺度结构 相似文献
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Two-fluid model and divisional computation techniques were used. The multi-species gas fully N-S equations were solved by upwind TVD scheme. Liquid phase equations were solved by NND scheme. The phases-interaction ODE equations were solved by 2nd Runge-Kutta approach. The favorable agreement is obtained between computational results and PLIF experimental results of iodized air injected into a supersonic flow. Then, the numerical studies were carried out on the mixing of CH
4
and kerosene injected into a supersonic flow with H
2
pilot injection. The results indicate that the penetration of kerosene approaches maximum when it is injected from the second injector. But the kerosene is less diffused compared with the gas fuels. The free droplet region appears in the flow field. The mixing mechanism of CH
4
with H
2
pilot injection is different from that of kerosene. In the staged duct, H
2
can be entrained into both recirculation zones produced by the step and injectors. But CH
4
can only be carried into the recirculation between the injectors. Therefore, initiations of H
2
and CH
4
can occur in those regions. The staged duct is better in enhancing mixing and initiation with H
2
pilot flame. 相似文献
12.
超声速气流中雾化燃料喷射的三维数值研究 总被引:3,自引:0,他引:3
首次用双流体模型对雾化燃料在扩张形超燃室中沿九喷嘴顺流喷射的混合问题进行了数值研究。气相用迎风 TVD格式求解三维全 Navier- Stokes方程 ,液相用预估、校正 NND格式求解三维 Euler方程。相间相互作用的常微分方程用预估、校正Runge- Kutta法求解。用三维 Poisson方程生成网格。结果表明 :气相较液相的扩散效果好 ,小直径液滴的扩散效果好。相间速度滑移、改变气相喷射压力和喷射速度对液相扩散的贡献不大 ,但调整喷射角度会明显地增强液相的扩散、混合 ,本文结果未出现阻塞。 相似文献
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熔喷双槽形喷嘴气体射流流场初探 总被引:1,自引:0,他引:1
在熔喷非织造布加工中,气体射流作为工作介质使聚合物熔体实现拉伸,气体射流流场的研究对熔喷气流拉抻数学模型研究非常重要。熔喷双槽形喷嘴形成的流场可以看作两股平面射流的合成。从单个点涡的性质出发,研究了涡偶的性质和涡偶代替射流的可行性。研究表明,在喷丝孔轴线附近,涡偶和射流的速度分布趋势相同,且有比较相近的速度分布,从而说明以涡偶代替射流是可行的。在此基础上,用两个涡偶分别代替两股射流,然后进行合成,推导出两股射流合成后速度分布的理论公式,该公式的计算结果与实验结果吻合较好。将该公式引入熔喷气流拉伸数学模型,预测出的纤维直径与采用经验公式时的预测结果几乎完全相同。结果表明,应用涡偶代替射流推导出的气流速度分布公式能够较好地描述熔喷双槽形喷嘴气体射流流场,可以用于完善熔喷气流拉伸数学模型。 相似文献
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A. O. Beketaeva A. Zh. Naimanova 《Journal of Applied Mechanics and Technical Physics》2004,45(3):367-374
A plane supersonic flow with symmetric perpendicular injection of jets through slots in the walls is numerically simulated with the use of Navier–Stokes equations. The effect of the jet pressure ratio and Mach number on the flow structure is considered. The angle of inclination of the shock wave and the separationregion length are found as functions of the jet pressure ratio. The influence of the jet pressure ratio on the increase in the lift force arising owing to interaction of the flow with the injected jet is found. 相似文献
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The problem of determining the optimal contour of a two-dimensional jet engine outlet system was solved in [1] using the direct method of the calculus of variations. In this study the method is developed for designing the optimal contour of a three-dimensional outlet system providing maximum thrust in a given direction. 相似文献
17.
V. A. Bashkin I. V. Egorov D. V. Ivanov 《Journal of Applied Mechanics and Technical Physics》2004,45(3):344-348
Evolution of the flow field around a circular cylinder and a sphere instantaneously starting with a constant supersonic velocity (M = 5 and Re = 105) from the state at rest is studied by means of numerical integration of unsteady twodimensional Navier–Stokes equations. 相似文献
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半封闭狭缝湍流冲击射流的数值模拟 总被引:6,自引:0,他引:6
将Yakhot和Orszag提出的RNGk-ε模型推广应用于半封闭狭缝冲击射流场的数值模拟,以评价该模型对这种复杂湍流的预测能力。将计算得到的流场平均速度分布、湍流强度分布和流函数分布与标准k—ε模型的预测结果以及相应的实验数据进行了比较,结果表明:RNGk—ε模型的预测结果总体上要好于标准k—ε模型,但与实验值相比,所有预测结果都还存在不同程度的误差,尤其是近壁区和滞止点较远下游处的湍流强度分布。说明RNG模型虽然已在某些湍流的预测中取得了一定的成功,但要定量准确地预测冲击射流场,还必须针对其流动特征对模型加以改进。 相似文献
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研究了在无粘完全气体流中的运动激波 ,讨论了激波运动速度D和来流速度U对激波后气流参数的影响 ,包括对激波后的总焓比值和总压比值以及对流转角的影响。计算结果表明它们不同于通常静止激波下所得到的结果。该内容涉及到超音速射流与障碍物或空腔体相互作用时出现的失稳状态下激波的振动和空腔体底部的反常加热问题。 相似文献