二元亚跨声速喷管流动

本文求解了收缩比、扩张比和喉部壁面曲率半径均可任意选取的二元拉伐尔喷管的亚跨声速流动。通过算例,对于收缩角和扩张角对喷管流动的影响、喉部附近喷管流动类型的转变以及喷管流动中超声速泡的出现条件和影响因素等进行了讨论。     

超声速多喷流干扰流场特性研究

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.     

超声速射流装置的流场特性研究

超声速射流装置能很好地模拟榴弹引信发电机飞行时大气环境的工况,已成为地面考核和验收必不可少的设备。本文结合双曝光全息干涉技术和数值模拟方法,对超声速射流装置有无模型的流场进行了研究,将实验干涉图与数值模拟结果进行了比较,从而辨识出实验干涉图中的条纹级数并计算了条纹位移量,由此得出实验干涉图的密度场,经适当的修正就可应用到实物飞行中,解决了过去引信电机选取当地参考密度难的问题。另外由实验结果也验证了数值模拟结果的可靠性。     

跨声速双曲型喷管流动

本文采用保角曲线坐标方法分析双曲型喷管喉部跨声速流动特性,给出了跨声速双曲型喷管流动的一般解.这个解适用于不同的喉部壁面曲率半径,适用于不同的比热比.通过计算给出了不同比热比下喉部跨声速流场的主要参数与曲率半径的关系以及典型跨声速流场的等马赫数线分布.本方法计算简单,精度较高,可作喷管设计,特别是气动激光喷管设计参考.     

绕圆柱体跨声速流场

本文将保角曲线坐标方法应用于绕物体外部的跨声速流动.文中讨论了圆柱体跨声速绕流,计算了来流马赫数M_∞。为亚临界,超临界和M_∞为l的流场.给出了不同来流马赫数下柱面马赫数和压力分布,柱面前端中心流线上马赫数分布.给出了超临界绕流时不同来流马赫数下的声速线和来流马赫数M_∞从0.2,0.3到1的等马赫数线分布.本文部分结果与已有的理论结果进行了比较.本方法计算简单,精度好,是计算厚体跨声速绕流的有效方法,适用于不同形状的柱体和机翼的跨声速绕流.     

激励射流在超声速流场中的混合特性研究

将Hartmann-Sprenger(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.设计了3种频率的CO_2激励射流,将其横向注入Ma=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.     

跨声速圆球阻力和流场

本文在跨声速范围内将阻力系数看作的函数,选择随马赫数变化很灵敏的脱体激波距离δ/R作为校核马赫数Ma_∞的一个标准量,通过大量实验,在小型1~#弹道靶上得到了0.8≤Ma_∞<1.3,10~4相似文献   

激励射流在超声速流场中的混合的特性研究

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      

二维高亚音速Laval喷管流场的有限元计算

本文使用了八节点曲四边形等参元，通过变分有限元法，对二维高亚音速Ｌａｖａｌ喷管位势流场进行了计算，结果是满意的，并和一维结果进行了对比。文中还使用了有限元法特有的局部线化理论，取单元中心点密度去处理迭代过程中单元系数阵的计算，其结果与通常的有限元法计算相一致，但计算时间却大大减少了。     

低超声速圆球绕流后体流场的数值模拟

本文根据圆球跨声速自由飞行实验的流谱结构,建立了低超声速圆球分离流动的流动模型,它成功地计算了考虑粘性分离影响的圆球绕流的后体流场。在计算得到的后体流场中,反映流谱特征的分离激波、尾激波、分离界面等,其位置和形状与实验结果吻合很好,因此本文给出了一种能反映真实流动情况的圆球后体流场介。     

跨超声速风洞扩散段流动分离控制设计参数研究

为抑制跨超声速风洞扩散段的分离,提出了一种较为完备的设计方法。由于影响扩散段性能的参数较多,完全通过试验方法进行设计的成本过高,该方法通过数值模拟,结合适当的边界条件,详细描述了扩散段角度、分流锥角度与长度、孔板开孔率对扩散段性能的影响;从数值模拟的结果可以看出,孔板开孔率和扩开角对扩散段性能有显著影响,通过比较得出较为合理的参数匹配,提高了扩散段的防分离性能,并改善了出口气流质量。数值结果与试验结果结论一致,表明本文所用的方法用于扩散段气动设计是可行的,为数值模拟方法应用于风洞部段气动设计创造了一定的条件。     

基区无吹氦环柱型高超音速低温喷管流场分析

设计了小基区、基区不吹He的环柱型高能化学激光器环形HYLTE喷管 阵列,并使用数值模拟的方法对环形HYLTE喷管阵列流场的气动性能和光学性能进行了分 析. 结果表明,该设计有利于形成ν= 1 →ν = 0之间振转跃迁谱线,不利 于ν = 2→ν =1之间振转跃迁谱线的形成,由于光腔区绝大多数的HF(2)分 子碰撞去激活后成为HF(1)分子,从而使1P谱线的小信号增益倍增,无基 区吹He的设计有利于提高高能化学激光 器的效率. 采用小基区的设计可以增大喷管阵列的功率流密度,无基区吹He的设计不但可 以使复杂的环形高超音速低温喷管叶片的加工与装配得到简化,而且降低了激光器工作 气体的消耗. 因此该设计不但有利于实现高能激光器的紧凑化设计,还有利于节省高能 激光器建造和运行的成本.     

燃烧室两相流场亚网格燃烧模型的研究

在三维任意曲线坐标系下采用不同的亚网格燃烧模型对环形燃烧室火焰筒气液两相湍流瞬态反应流进行大涡模拟．计算中所采用的数学度模型有：k方程亚网格尺度模型估算亚网格湍流黏性;热通量辐射模型估算辐射换热,分别采用亚网格EBU燃烧模型（E-A model）、亚网格二阶矩输运方程模型（SOM）和亚网格二阶矩代数模型（SOM-A）估算化学反应速率．并在非交错网格系统下气相采用SIMPLE算法和混合差分格式求解,液相采用Lagrange处理,并用PSIC算法对其进行求解．通过实验结果和计算结果的比较,表明在三维任意曲线坐标系下对燃烧室火焰简两相湍流油雾燃烧流场进行大涡模拟,3种不同的亚网格燃烧模型都能真实反映两相湍流化学反应流流动及实际燃烧过程,而采用亚网格二阶矩输运方程模型稍优于其他两种亚网格燃烧模型．     

平面叶栅跨音流场气动特性的数值研究

通过对模型方程的分析，给出了一种新的隐格式构造思想。将它运用到关通量分裂格式中，可得到无近似因子分解、无矩阵运算的高效二阶精度隐式矢通量分裂差分格式，并用来直接求解时间平均Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程组。数值计算标明：该方法具有精度高、稳定性好、计算量少、收敛快等优点，在平面叶栅跨音流场的计算中，较好地捕获了激波，与实验比较，结果令人满意。     

尖头旋成体跨声速自由飞的流场显示研究

本文利用弹道靶设备开展了尖头旋成体模型跨声速自由飞的流场显示工作;讨论了实验中的有关问题;给出了部分流场显示结果.这些结果清楚展现了模型在很小干扰下的绕流情况.从中可真实了解尖头旋成体跨声速自由飞流场的内部结构;对了解跨声速流场有一定参考价值.     

跨声速和低超声速翼身组合体翼根修形的原理与方法

本文在前文[5]的基础上,论述了翼身组合体考虑到面积律要求和压力场要求时翼根区综合修形的原理与方法.特别指出,合理的下单翼安排将会相应地减少降低组合体零升波阻所需的机身修形量,从而在结构布局上更易于实现机身修形.     

跨采巷道围岩结构稳定性亚分类及其应用

建立了反映跨采巷道具体稳定状态的围岩结构稳定性指标,以实测资料为样本确定出指标权值,采用模糊ISODATA 聚类分析方法得到结构稳定性亚分类模式,提供了结构稳定性实用分类方案,可应用于跨采巷道稳定性预测与支护设计。     

亚临界雷诺数线性剪切流场中圆柱的气动升力特性研究

通过风洞模型试验和数值模拟研究亚临界雷诺数范围内线性剪切流场中圆柱的气动升力特性.剪切流强度采用由速度梯度、圆柱半径及圆柱中心前方来流的平均速度所定义的无量纲剪切参数β来表示.在风洞模型试验中使用主动控制风洞来方便地生成线性剪切流.在数值模拟中采用基于动态Smagorinsky亚格子模型的大涡模拟方法.研究发现,在亚临...     

高压捕获翼构型亚跨超流动特性数值研究

为研究高压捕获翼布局在亚跨超条件下的流动特性, 选取圆锥?圆台机体组合捕获翼概念构型, 在马赫数0.3 ~ 3速域范围内, 选取典型状态点, 采用数值模拟在 0°攻角条件下进行了计算和分析. 结果表明, 在整个速域范围内, 由于机体与捕获翼在对称面附近的垂向距离最小, 因此二者之间的气动干扰最为明显, 且沿展向逐渐减弱. 同时, 随马赫数增大, 机体与捕获翼间的流场结构明显不同, 具体表现为: 当Ma<0.5时, 未出现流动分离现象, 当Ma>0.5时, 机体后段开始出现明显的流动分离, 由于捕获翼与机体形成先收缩后扩张的等效通道, 捕获翼下表面和机体上表面的压力均先减小后增大; 进入跨声速速域后, 在捕获翼的影响下, 流动分离更加明显, 机体与捕获翼之间开始出现激波, 并且与分离区相互作用, 同时出现激波串, 捕获翼下表面产生明显的压力波动现象, Ma=1.5时, 通道内激波位置基本到达机体尾部, 分离区基本消失; 当Ma>2以后, 整个流场呈现以激波为主导的结构形式, 捕获翼下表面和机体上表面的压力分布逐渐趋于平缓.      

跨音叶栅流场中Euler方程的对角化隐式算法

本文在非因式分解隐式通量分裂有限面积法的基础81提出了一种单向隐式对角化算法,并给出了相应的固壁边界条件的一种精确的隐式处理方法.数值结果表明,这种方法是高效率的。