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.     

矩形截面直管中的振荡流动

通过解析求解纳维尔-斯托克斯方程,本文给出了矩形截面直管中的层流振荡流动解。该解适用于不同的截面高宽比r和不同的振荡流动雷诺数。对典型的r和λ(雷诺数的平方根),给出了振荡流动速度的振幅比和相位差的等值线分布以及振荡流动速度随时间的变化,可以看出流动的速度分布如何从低频高粘性类型向高频低粘性的边界层流型逐渐变化;也可以看出管的边壁和角部对振荡流动的影响。当振荡频率ω为零时,本文结果即成为通过矩形截面定常管流的Stokes解。     

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.     

我的童年

当我回忆起童年时,首先想到的是我出生和生长的地方。那是位于北京宣武门外的一个大院,它由前、中、后三个小院组成,前后相连。姑姑家和叔叔家住在前院,祖父和伯伯家住在中院,我父亲家住在后院。我1918年出生于这大院里。大院门前有五棵柳树,长成一排,春来翠柳如烟,夏至垂柳成荫,给周围增添了不少景色。我小的时候出外游玩,回来时望见这些柳树,就知道到家了。这五棵柳树是我祖父仰慕五柳先生陶渊明而种下的。陶渊明是东晋时代的文学家,他住宅旁长有五棵柳树,自号为五柳先生[1] 。著名的《桃花源记》是他的一篇著作。     

有序熔楔和转捩

本文研究烧蚀表面上的一种尖楔状沟槽,简称熔楔。实验表明,熔楔是边界层转捩区的一种烧蚀现象;在蜂蜡和一些高温材料的球头上,熔楔排列有序,形成规则图象。在所实验的参数范围内,熔楔的条数保持在20条左右,不随来流马赫数、球头半径和烧蚀材料类型不同而改变。在分析研究熔楔内部结构和外流条件的基础上,本文提出熔楔形成机理和内外流动模型的设想,并对熔楔的形态、分布以及由它引导出菱形花纹等现象作了解释。     

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。     

亚跨超声速喷管流场

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.     

二元拉伐尔喷管不可压缩流动精确解

在物理平面上,仔细分析沿拉伐尔喷管中心线和喷管型线的流动,可以发现拉伐尔喷管流动的上下两半部分在速度平面中是两个相同的具有尾缘点前后错开的双尾的裂缝厚翼型。该两个翼型处在不同的黎曼面内。翼型的内部在复位势平面中可转绘成无限长的条带。利用这些结果得到了二元拉伐尔喷管内不可压缩位势流动的精确解。精确解对任意给定的收缩比n₁、扩张比n₂和喉部壁面曲率半径R*都适用。作为应用的举例,给出了一些典型的喷管型线,喷管内的流速分布以及不同瞬间流体质点的所在位置。     

AN EXACT SOLUTIN FOR INCOMPRESSIBLE FLOW THROUGH A TWO-DIMENSIONAL LAVAL NOZZLE

A careful examination of the variation of the velocity along the centerline and thecontour of a Laval nozzle in the physical plane shows that either the upper or the lower halfof the Laval nozzle assumes the same form of a slitted thick airfoil with tandem trailingedges.These two airfoils lie on different Riemann sheets in the hodograph plane.Theinterior of the airfoil is then mapped onto an infinite strip in the complex potential plane.Making use of these results,we obtained an exact solution for the incompressible potentialflow through a two-dimensional Laval nozzle.The solution is applicable for nozzles withany given contraction ratio n1 expansion ratio n2.and throat wall radius R.As examples ofthe method,various nozzle contours,the velocity distribution of the flow,and the locationsof the fluid particles at different time intervals are presented.