Prediction of Boundary Layer Transition Based on Modeling of Laminar Fluctuations Using RANS Approach

This article presents a linear eddy-viscosity turbulence model for predicting bypass and natural transition in boundary layers by using Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) equations. The model includes three transport equations, separately, to compute laminar kinetic energy, turbulent kinetic energy, and dissipation rate in a flow field. It needs neither correlations of intermittency factors nor knowledge of the transition onset. Two transition tests are carried out: flat plate boundary layer under zero ...     

Magnetotail current contribution to the Dst Index Using the MT Index and the WINDMI model

In this paper, we have improved the capabilities of a low dimensional nonlinear dynamical model called WINDMI to determine the state of the global magnetosphere by employing the magnetotail (MT) index as a measurement constraint during large geomagnetic storms. The MT index is derived from particle precipitation measurements made by the NOAA/POES satellites. This index indicates the location of the nightside ion isotropic boundary, which is then used as a proxy for the strength of the magnetotail current in the magnetosphere. In Asikainen et al. (2010), the contribution of the tail current to the Dst index is estimated from an empirical relationship based on the MT index. Here the WINDMI model is used as a substitute to arrive at the tail current and ring current contribution to the Dst index, for comparison purposes. We run the WINDMI model on 7 large geomagnetic storms, while optimizing the model state variables against the Dst index, the MT index, and the AL index simultaneously. Our results show that the contribution from the geotail current produced by the WINDMI model and the MT index are strongly correlated, except during some periods when storm time substorms are observed. The inclusion of the MT index as an optimization constraint in turn increases our confidence that the ring current contribution to the Dst index calculated by the WINDMI model is correct during large geomagnetic storms.     

基于反馈定理的IB-LB方法(英文)

格子波尔兹曼方法(Lattice Boltzmann method,LBM)和浸入边界方法(Immersed boundary method,IBM)皆为近年来发展的可替代Navier-Stokes(N-S)方程求解复杂流体力学问题的数值模拟方法。本文采用浸入边界-格子波尔兹曼方法(IB-LBM),将IBM作为一种边界处理格式应用到LBM中,模拟了静止单圆柱及并排双圆柱绕流,与文献对比结果吻合良好,证明该方法具有模拟复杂边界物体绕流的能力。与采用虎克定理、直接力法计算体积力项的传统方法不同的是本方法运用反馈定理,即采用流场和流场内物体之间的速度、位移反馈来计算体积力项,使得该方法易于实施并具有优良的并行性。     

近壁区流向涡生成的数值模拟

对于在湍流边界层近壁区,作为相干结构的主要特征的流向涡的产生及发展的全过程进行了研究.采用准二维的共振三波作为湍流边界层近壁区相干结构初值,用直接数值模拟方法模拟了准二维波发展到明显的三维扰动以及其中流向涡生成的整个过程,经分析发现,在该过程中,由于非线性作用,相干结构出现了明显的三维性,并产生了马蹄涡,与实验结果相一致,而且也研究了压力梯度对于流向涡生成以及发展的影响, 在逆压梯度下,流向涡的生成得更早、更快,相干结构幅值增长较快,结构变得更加复杂.这些都说明了逆压梯度对相干结构具有激励作用.     

液体火箭发动机爆震波点火技术初步研究

对液体火箭发动机各种点火技术优缺点进行了对比分析,探讨了各种点火技术方案应用于未来先进推进系统的多管多次点火系统的可行性,讨论了各种点火技术应用方案的结构形式.对爆震波点火技术进行了初步研究,建立了气氢气氧爆震波点火的简化理论分析模型,对其在实际液氢液氧发动机中应用的具体方案进行了分析.分析结果表明,爆震波点火技术可以由低压混合气体产生高温高压的爆震产物,爆震波以高马赫数速度传播,迅速到达各点火位置.爆震波点火技术具备良好的同步性能和简单的结构方案形式,适用于液体火箭发动机多管多次同步点火.     

正庚烷/空气混合气最小点火能量及其影响因素

利用定容弹燃烧系统对正庚烷/空气混合气的最小点火能量进行了实验测量,获得了不同初始条件下正庚烷/空气混合气的最小电火花点火能量。实验结果表明:正庚烷/空气混合气的最小点火能量随当量比的增大先减小后增大。对于初始压力为0.1MPa和初始温度为450K的混合气,最小点火能量在当量比1.1附近达到最小值,为0.3904mJ。实验发现:正庚烷/空气预混气的初始压力和初始温度对最小点火能量有重要的影响,与对火焰传播速度的影响是一致的。分析表明,初始温度和初始压力无论是对最小点火能量还是对火焰传播速度的影响,都与混合气的化学反应速率密切相关,化学反应速率越快,火焰传播速度越大,最小点火能量越小。      

水雾对火箭点火超压抑制效果的参数化研究

为研究水雾对火箭点火超压的抑制效果,采用平面波跨介质传播理论分析水雾对点火超压的抑制机理,得到了影响水雾抑制点火超压效果的主要因子。进而,数值研究各因子对抑制效果的影响规律,分析了在满足火箭安全发射条件下各因子的取值范围。最后,利用均匀试验设计方法设计数值计算的参数水平,采用回归分析方法得到了抑制效果与影响因子之间的参数化模型,并进行了抑制效果的优化研究。结果表明影响点火超压抑制效果的主要因子有:水滴直径、水雾体积分数和水雾层厚度。受水滴直径影响,水雾对点火超压有2种不同的抑制机理。此外,当影响因子在一定阈值内变化时,点火超压抑制效果与影响因子之间存在参数化模型,且置信概率不小于95%。      

超声速湍流密度脉动预测的神经网络方法

针对气动光学效应对湍流密度脉动预测的需求,发展了超声速湍流密度脉动预测的神经网络方法,从直接数值模拟（DNS）的超声速湍流边界层的流场数据中挖掘规律,建立了包含5个隐含层的密度脉动模型。实验结果表明,所发展的神经网络方法可以很好地预测密度脉动均方值,它不仅能很好地预测训练样本,对测试样本预测的精度和稳定性也显著高于传统模型,且具有一定的泛化能力。通过特征选择和加入先验信息,确定了密度脉动模型的7个输入参数特征量,进一步提高了模型的泛化能力和实用性。     

舰载导弹固体发动机发射跌落危险性分析

为了研究舰载导弹固体发动机冷弹射点火失败后跌落的安全性问题,采用推进剂的点火增长模型,利用ANSYS/LS-DYNA软件计算发动机垂直跌落过程。结果表明,发动机的尾部、壳体和装药的应力均很大,有产生破坏的风险,推进剂的温升较小,不会发生点火反应,但其应变较大,存在产生大变形破坏的可能性。     

接力喷嘴不同径向高度和方位角对加力燃烧室 热射流点火性能的影响

为了研究不同热射流点火状态下的燃烧性能,针对采用波瓣混合器的某型航空发动机加力燃烧室,基于N-S方程建立了3维数值计算模型,得到了接力喷嘴径向高度和方位角对加力燃烧室流场、燃烧特性和流阻特性的影响规律。结果表明:随着径向高度增加,热射流火焰传播距离逐渐减小,传播到稳定器下游区域从内涵逐渐向外涵移动,且稳定器壁面高温分布区域逐渐减小;随着方位角增大,热射流火焰径向穿透深度逐渐增大,且稳定器壁面高温区域逐渐减小,在方位角α=0°和α=5°时稳定器壁温最高,为1450 K左右;在加力燃烧室出口截面上,径向高度和方位角对无量纲总压影响不大,整体小于0.005。