共查询到19条相似文献,搜索用时 781 毫秒
1.
2.
超声速空腔流激振荡与声学特性研究 总被引:2,自引:1,他引:1
基于高速风洞试验研究了超声速时空腔流激振荡与声学特性.试验马赫数为1.5,基于每米的雷诺数为2.26×107,来流边界层厚度为0.024 m,试验空腔长深比分别为15,12和6.结果表明:空腔内形成的剪切层与腔后壁相撞诱发腔内较强烈噪声,噪声从腔后缘向腔前缘传播时受到腔内流动的干扰,故同频率下腔后缘处的声压均高于腔前中部区域的声压.闭式和过渡式空腔长深比较大,剪切层与腔底面相撞在腔内形成的压缩波或激波,干扰了从腔内声波反馈回路、限制了流激振荡的形成,故腔内未出现明显的声压峰值激振频率;开式空腔长深比较小,剪切层直接跨过空腔中部与腔后壁相撞,产生的噪声向腔前缘传播,腔内形成流激振荡,并出现多个声压峰值激振频率. 相似文献
3.
基于CFD和气动声学理论的空腔自激振荡发声机理 总被引:4,自引:0,他引:4
应用CFD技术和气动声学时域理论(FW-H积分方程),探讨了空腔自激振荡发声机理。腔内噪声计算以空腔流动解为基础,采用了气动声学时域理论,对该理论进行了推导说明,并利用圆柱绕流声学特性验证该方法基本可行。研究获得的空腔自激振荡模态分析结果与Rossiter和Heller等的预测结果基本相同,捕捉到了自激振荡的频域特性;分析表明空腔上方形成的剪切层中的脱落涡与腔后壁相撞,产生的一次声波辐射至腔前壁激发新的脱落涡,新的脱落涡与腔后壁再次相撞产生二次声波形成的流动声学反馈回路是导致空腔自激振荡和噪声产生的主要原因,且腔内声压幅值主要出现在一阶和二阶振荡模态,声音能量主要集中在较低频率区域。 相似文献
4.
数值模拟有外挂物的空腔流动 总被引:3,自引:0,他引:3
数值模拟了有外挂物存在的开式空腔的超音速流动。数值计算采用全隐式无分裂方法,湍流模型采用修正的B-L代数模型。研究了有外挂物存在的空腔流动的剪切层自持性振荡,并与无外挂物存在时的现象进行类比。压强与时间的变化曲线、空腔底部流向的静压系数分布以及空腔后壁面法向的静压系数分布表明,空腔内的压力脉动与外挂物所处位置是有关的。对于Rossiter振荡模态,数值计算结果能够与实验结果相吻合。 相似文献
5.
6.
7.
基于DES的二维和三维空腔流动特性研究 总被引:2,自引:0,他引:2
空腔流动广泛存在于航空航天工程中,对其流动特性的研究具有十分重要的工程意义。采用数值方法对比模拟了二维和三维空腔流动,控制方程采用N—S方程,空间离散采用有限体积方法,对流通量计算采用Roe格式,非定常时间离散采用双时间步长方法,湍流粘性计算采用基于SA模型的DES方法。数值计算所得的三维空腔底面压强分布与实验结果一致,所得的二维和三维空腔内的流动结构与相关文献中的分析相吻合。将二维和三维的计算结果进行比较,发现空腔底部压强分布、空腔内的压强振荡、空腔内部流线图及声压级等均有所不同,得出在空腔宽度有限时,横向流动简化了流动结构.削弱了振荡幅值.但使振荡过程复杂化.其三维效应不能忽略. 相似文献
8.
9.
高亚声速空腔绕流气动噪声特性研究 总被引:2,自引:0,他引:2
通过分析空腔底面中心线上声压级分布与不同测点声压频谱特性,着重研究了高亚声速空腔绕流的气动噪声特性。空腔模型长深比分别为6、10和15,自由来流马赫数为0.8,基于每米的雷诺数为1.55×107,测量的空腔前缘的边界层厚度为0.034m。结果表明:空腔后缘处于噪声产生区,声压级较高;闭式和过渡式空腔因深度较小,来流剪切层触及了空腔底面,干扰了从腔后壁向腔前壁的噪声反馈回路,限制了腔内流动自激振荡的形成;开式空腔深度较大,剪切层直接跨过空腔中部、撞击腔后壁,并产生强烈噪声,噪声从腔后壁通过空腔向前壁的反馈回路未受到干扰,故腔内流动出现自激振荡和多个声压峰值频率。 相似文献
10.
11.
为了对超声速弱欠膨胀冲击射流的流场结构细节进行研究,使用大涡模拟方法对其进行了数值模拟。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。亚格子尺度模型采用的是修正Sm agorinsky涡粘性模型。通过与经典的冲击射流实验比较,证明了程序的可靠性。数值模拟得到了剪切层以及壁面射流中的涡结构和主射流中的激波结构,并且在此基础上对涡合并和板前激波和涡干扰现象进行了深入研究。发现涡合并现象主要出现在流场的上游,越往下游出现的几率越小;涡和板前激波的相互作用会引起激波位置和强度以及冲击平板上冲击区的压强的显著变化,同时也会导致涡的变形。 相似文献
12.
凹槽非定常超音速流动的研究 总被引:1,自引:0,他引:1
用SST的两方程紊流模型,采用时间和空间上二阶的方法,求解雷诺平均N-S方程,得到开放型凹槽的流动特性的变化。数值模拟了飞行马赫数为5时的测试结果,得到不同时刻流场参数的变化。凹槽内流体质量的增加和减少,有助于油气的混合和燃烧,对于维持燃料的超音速燃烧是非常关键的,对超燃冲压发动机燃烧室的设计具有重要的价值。 相似文献
13.
湍流边界层厚度对三维空腔流动的影响 总被引:3,自引:0,他引:3
采用脱体涡模拟(DES)方法开展了不同湍流边界层厚度(TTBL)下的三维空腔非定常流动数值计算。空腔长、宽、深比例为5:1:1,来流马赫数为0.85,雷诺数为13.47×106 m-1,各工况湍流边界层厚度比值为1:2:4:8。研究结果表明,湍流边界层厚度对自由剪切层的发展、空腔底部静态压力分布、脉动压力及空腔流动类型均有重要影响,且随着边界层厚度的增大,下游剪切层覆盖的范围会增大,但是剪切层增长率降低;空腔前后静态压力压差减小、压力梯度下降;腔内局部测点的脉动压力声压级下降,各阶声压峰值频率向低频方向偏移;空腔流动类型往开式流动方向转换。 相似文献
14.
15.
A study on turbulence transportation and modification of Spalart–Allmaras model for shock-wave/turbulent boundary layer interaction flow 总被引:1,自引:0,他引:1
It is of great significance to improve the accuracy of turbulence models in shock-wave/ boundary layer interaction flow. The relationship between the pressure gradient, as well as the shear layer, and the development of turbulent kinetic energy in impinging shock-wave/turbulent boundary layer interaction flow at Mach 2.25 is analyzed based on the data of direct numerical simulation(DNS). It is found that the turbulent kinetic energy is amplified by strong shear in the separation zone and the adverse pressure gradient near the separation point. The pressure gradient was non-dimensionalised with local density, velocity, and viscosity. Spalart–Allmaras(S–A) model is modified by introducing the non-dimensional pressure gradient into the production term of the eddy viscosity transportation equation. Simulation results show that the production and dissipation of eddy viscosity are strongly enhanced by the modification of S–A model. Compared with DNS and experimental data, the wall pressure and the wall skin friction coefficient as well as the velocity profile of the modified S–A model are obviously improved. Thus it can be concluded that the modification of S–A model with the pressure gradient can improve the predictive accuracy for simulating the shock-wave/turbulent boundary layer interaction. 相似文献
16.
Fourier伪谱方法在不可压缩平板边界层研究中的应用 总被引:1,自引:1,他引:0
以三维不可压缩平板边界层为研究对象,扰动形式N-S方程为控制方程,从空间模式的角度,直接数值模拟了三维不稳定T-S波传播的过程.时间离散采用三阶精度混合显隐分裂格式,空间离散则结合Fourier伪谱方法及高精度紧致有限差分逼近,法向采用非等间距网格坐标变换,出口边界条件采用嵌边函数法,程序采用MPI(Message passing interface)并行方法编写.实例验证,该方法计算结果与流动稳定性分析的结果一致. 相似文献
17.
《中国航空学报》2020,33(2):456-464
Presence of a cavity changes the mean and fluctuating pressure distributions inside and near the cavity. For cylindrical cavity flow, the diameter-to-depth ratio is the dominant factor. In this study, flow is naturally developed along a flat plate with two different lengths, resulting in different incoming boundary layer thicknesses ahead of the cavity. The effect of Reynolds number based on incoming boundary layer thickness on characteristics of mean and fluctuating pressure distributions is addressed. Pressure sensitive paint was also used to visualize the mean surface pressure patterns. The effect of Reynolds number on the classification of compressible cylindrical cavity flow and self-sustained oscillating frequency is not significant. An increase in Reynolds number results in a reduction in the value of differential pressure or momentum flux near the rear edge. 相似文献
18.
19.
对Ma=1.7的空气超声速来流稳焰凹腔上游气体燃料横向喷注的流动混合特征进行了实验和数值模拟研究。在喷注的模拟燃料氦气中添加丙酮,采用平面激光诱导荧光技术(PLIF)观测了设置开式凹腔时燃料在展向和流向的空间分布。针对下游布置不同凹腔时燃料分布相似的实验结果,选取L/D=7的凹腔对其燃料混合流场进行了大涡模拟。实验和仿真结果表明:实验来流条件下喷注燃料大部分直接由喷流引起的上升反转旋涡对带走,只有小部分燃料经由喷流与凹腔流动涡结构的相互作用进入凹腔剪切层,并随剪切层运动对流进入凹腔内部。 相似文献