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本文给出保角曲线坐标下理想气体二维定常无旋等熵流函数方程的一般形式.以相应的不可压缩位势流的流线和等位线为坐标,给出简化的流函数方程和它的一般解.将上述结果应用到喷管流动,给出喉部壁面曲率半径、收缩比、壁面最大倾角都可按需要选取的,从亚声速通过跨声速到超声速的喷管流动解.这个解适用于不同比热比. 作为应用举例,本文算出典型喷管的流动特性.其中包括:低亚声速、中亚声速、高亚声速喷管流动的等马赫数线;超声速喷管流动的声速线、等马赫数线、影响线、极限特征线、分支线和等时线等. 本方法可推广到绕物体外部流动,管道内绕物体流动,叶栅流动等,特别是在跨声速区可得到较好的结果.此外,可推广到具有平衡或非平衡的化学反应的情况;也可推广到轴对称情况. 相似文献
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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。 相似文献
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前言长期以来,有很多人采用多种方法对收敛扩散喷管的跨音速流动问题进行了研究。其中,Sauer的公式最简单,使用方便,适用于工程上的近似计算。但是,该公式不适用于较小的喉部壁面曲率半径。目前的一些收敛扩散喷管(如火箭喷管)往往选用较小的喉部壁面曲率 ... 相似文献
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在高超声速飞行技术领域,特别是涉及到高焓气体流动的研究,高超声速风洞试验仍然是目前最可靠的研究手段.风洞流场的品质是高超声速风洞研发最重要的一项性能指标,其取决于喷管设计采用的理论与方法,也是风洞设计最关注的一项核心技术.针对二维轴对称型面喷管设计,本文首先综述了传统高超声速喷管设计的主要理论和常用方法,它们在高超声速... 相似文献
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高超声速尾迹流场稳定性数值研究 总被引:3,自引:3,他引:0
通过数值模拟, 对高超声速尾迹流场进行了研究, 对其尾迹流动的失稳过程进行了分析.选取计算模型为圆球,Ma= 6.0, Re = 1.71\times 10^6(Re以球头半径为参考长度). 通过数值模拟,首先得到的流动是稳定解,在底部发展出一个主分离区和一个二次分离区,流动是轴对称状态. 不添加任何扰动继续进行计算,发现底部流场缓慢发展出微弱的非定常流动. 随后,该现象继续发展,出现明显的结构失稳,得到了无量纲周期为12.0的周期解. 给出了高超声速圆球绕流尾迹结构的周期性演化过程,对其涡系结构的演化及奇点特征进行了分析. 研究表明该数值模拟方法可用于底部流动稳定性问题的研究,同时证实了高超声速底部流动也存在流动不稳定性. 相似文献
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本文导得了适用于高焓、高M数锥形喷管层流边界层排挤厚度δ~*、动量厚度θ和边界层厚度δ的简便计算公式.喷管喉部上游假设为平衡流,喉部下游视为化学与振动冻结流.δ~*和δ均表示为喷管几何参数、喷管喉部参数及喷管所求点无粘流参数的显函数形式而不是积分形式,因此特别适宜于此类喷管的工程设计.本公式计算结果与国外发表的风洞实验测试数据进行了比较(详见本文图2及表3),结果是令人满意的. 相似文献
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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. 相似文献
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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
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近似黎曼解对高超声速气动热计算的影响研究 总被引:3,自引:1,他引:2
高超声速流场计算一般采用TVD型格式,这些格式中,大多采用了不同形式的近似黎曼解. 通过分析和数值验证,论述了激波捕捉格式中近似黎曼解的耗散性质,说明其对高超声速热流计算的影响. 数值实验证明,采用低耗散格式可大大提高热流计算精度,降低热流计算对网格的依赖程度,从而获得精确的热流数值解. 相似文献
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采用空间二阶精度的交替方向隐式分解的NND格式求解完全气体假定下的非定常薄层近似NaVierStokes方程,并采用抛物化的椭圆型方程生成复杂带翼弹头的空间网格.最后给出了机动弹头在M∞=7.3,α=20°下的流场计算结果.计算结果表明本文所采用的计算网格及计算方法可以适用于高超声速复杂流场的数值模拟. 相似文献
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1.方法 平面亚声速定常势流的无量纲基本方程组是其中,x,y是以流场特征长度无量纲化的直角坐标;u,ν和α是以远方来流声速无量纲化的速度分量和局部声速;M_∞是远方来流马赫数;r是比热比。 边界条件视具体问题而定。我们用迭代法求拟线性一阶偏微分方程组(1)的数值解。在迭代的每一循环中,用最小二乘有限元法解线性化的方程组。我们试验了变刚度与等 相似文献
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本文分析了离心风机前向多翼叶轮内的流动特性,计算了跨叶片面内的理想流场和湍流边界层.用三次样条平滑和旋转坐标变换方法解决了用流线曲率法数值解大曲率流场时的收敛问题;用考虑旋转和曲率对流动结构影响的Richardson数修正理想流场.提出了一种予测叶片边界层分离及流动滑移的方法. 相似文献
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CFD结合降阶模型预测阵风响应 总被引:3,自引:2,他引:1
传统的阵风响应主要在频域内进行分析,气动载荷基于线性方法计算,不能考虑黏性和跨声速流动影响. 飞机设计需考虑不同频率和不同形状阵风的响应,基于CFD的阵风响应预测由于计算工况太多,工作量巨大. 本文发展了一种CFD结合非定常气动力ARMA(autoregressive-moving-averagemodel)降阶模型的阵风响应分析方法,CFD只要针对给定频率和形状的一种阵风响应进行计算,对获得的气动力时间历程运用线性最小二乘法参数辨识ARMA降阶模型的系数,则对任意频率和形状的阵风,代入降阶模型即可确定该阵风的响应,大大提高了计算效率. 为效验发展的方法,先计算NACA0012翼型在低马赫数0.11的阵风响应,通过对比CFD、ARMA降阶模型及早期发展的不可压阵风响应预测方法的结果,验证了方法的有效性. 再对比CFD、ARMA在跨声速马赫数0.8的阵风响应预测结果,证实所发展的方法对跨声速阵风响应预测亦是有效的. 相似文献
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不同发射深度下导弹水下点火气水流体动力计算 总被引:18,自引:1,他引:18
从流体动力角度研究了不同发射深度下,导弹水下点火这一非定常非线性过程。整个系统分为外部水流场、喷管流场和燃气泡流场三个区域加以考虑。水流场采用不可压势流模型,用边界元方法求解;喷管内流场采用非定常一元流动模型,用特征线差分法求解,并设置了激波检测功能;燃气泡采用基于质量和能量守恒的零维计算模型。在时间域中用步进方法实现了三个流场的耦合求解。给出了四种发射深度下的数值计算结果,展示了导弹水下点火的一 相似文献
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采用模拟黏弹流体挤出胀大的方法,计算了IUPAC-LDPE熔体经过4:1轴对称收缩流道的流动.计算的相对涡强度、入口校正和献中的结果基本一致,给出的流场也显示出计算结果是合理的.表明该方法能够适用于用积分型PSM模型表征的黏弹流体在收缩流道内的流动模拟. 相似文献