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激波绕楔形物体的流场分析 总被引:1,自引:0,他引:1
使用数值计算方法和数值干涉技术并结合实验干涉图片,分析了激波过拐角绕楔形物体运动的流场.并采用数值彩色干涉技术,将数值计算结果转换为彩色条纹编码的数值干涉图,并与实验干涉图比较,可以辨识过激波发生跳跃后的干涉条纹的位移数,从而确定实验干涉照片的密度场.数值计算采用显式二阶迎风TVD格式.采用数值干涉技术将计算密度场转化成数值干涉图与实验干涉图进行了比较,检验了数值结果的可靠性.数值计算结果显示了包括激波、接触间断和旋涡在内的详细的流场结构,与实验相比,更为细致地刻画了流场演变过程的细节.通过数值计算结果观察到激波传播到旋涡中心附近并没有发生明显耗散,旋涡上半部的激波得到减速,下半部分的激波得到加速. 相似文献
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为深入研究旋转爆震三维非预混流场结构,基于7组分8步反应的化学反应模型,开展了H2/Air旋转爆震流场的数值模拟研究,计算中考虑了黏性的影响。计算结果表明:该喷注结构在冷流流场中混合效果较好,能够在较短距离内实现燃料和氧化剂的充分混合,但起爆后燃烧室内形成的高压环境使得外壁面附近来流可燃气难以到达,可燃气体层主要靠近燃烧室内壁面;旋转爆震波沿燃烧室内壁面周向传播,爆震波后沿径向和周向方向形成"双诱导激波"结构,并进一步导致爆震波后出现高温区和高压区"不吻合"的流场现象;在燃烧室入口截面,爆震波后形成"三诱导激波"结构,诱导激波通过空气环缝向上游传播并对来流燃料和氧化剂的喷注产生影响。 相似文献
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脉冲燃烧风洞及其在火箭和超燃发动机研究中的应用 总被引:11,自引:6,他引:11
近期美国X-43A的飞行试验数据表明脉冲式风洞能够预测飞行性能。中国空气动力研究与发展中心(CARDC)20多年来一直在发展各种脉冲燃烧风洞技术及其在火箭高空羽流、超燃发动机研究中的应用。典型的四喷管火箭底部挡板采用涡轮废气排气方案能大大减少底部热流,这是脉冲式风洞的成功应用成果;在60-80ms脉冲燃烧风洞中首次进行了室温煤油燃料的超燃模型发动机试验,测量了发动机内流道中壁面压力和发动机推力,比较了脉冲式风洞和连续式风洞的试验结果。研究表明:在M=5、6试验条件下,煤油自发点火延滞时间约4ms,因而工作时间为60-80ms的脉冲燃烧风洞能够十分经济奏效地进行超燃模型发动机研究。笔者亦介绍了正在研制中的大口径脉冲燃烧风洞方案。 相似文献
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利用流线追踪及微修型技术,设计了一种类水滴转圆形内转式进气道,针对该进气道开展了初步的数值与试验研究。研究结果表明:该进气道保持了流线追踪进气道前缘激波结构,微型面融合方法最大限度减少了对进气道流场的影响;Ma=6.0/AOA=2°时,试验测得的机体/唇口侧压力分布与CFD吻合较好,隔离段出口截面皮托压分布规律基本一致,但在值域上存在一定偏差;随着攻角由-2°增至6°,唇口反射激波在机体侧的交汇点前移约55mm;堵塞度在70%~75%时,进气道最大反压约0.41MPa;进气道启动状态下,未受反压扰动点压力脉动小,波动不明显;进气道启动但受反压扰动点压力脉动增加,波动范围增大;进气道不启动状态下受扰点压力脉动大,随时间变化的周期性表现明显,低频振动明显。 相似文献
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氢燃料超燃冲压发动机燃烧室非结构网格数值模拟 总被引:3,自引:1,他引:2
采用格点有限体积法离散积分形式Favre平均的三维Navier-Stokes方程,基于非结构、混合网格发展了CFD并行隐式流场解算器AHL_UNS3D.计算了Burrows和Kurkov的二维氢气顺喷的扩散和反应流,出口参数和实验值较吻合,证明了软件具备多组分扩散流和湍流反应流的模拟能力,并将该软件分别应用到了Hyshot计划的地面实验超燃冲压发动机和NAL的双模态燃烧室模型的氢气燃烧湍流反应流的二维和三维jet-to-jet数值模拟中,得到了与实验值及文献一致的计算结果. 相似文献