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为进一步研究参数变化以及三维效应对圆锥激波/平板边界层之间相互干扰的影响,使用两方程Menter-SST模型,针对来流马赫数为2时的三维圆锥激波与平板边界层的相互干扰现象进行了数值模拟与定性、定量分析。分别研究了圆锥激波发生器半锥角和来流单位雷诺数变化对干扰区流动的影响,总结了参数变化引起的流动分离变化规律;此外,还计算了与三维计算的中心对称面上的入射激波等效的二维情形,并将三维结果与二维情形进行对比,对比结果显示中心对称面上的壁面压力系数、分离涡尺寸、涡量分布等与相应的二维情形存在明显差异。 相似文献
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给出了在二维和三维条件下激波(爆炸波)与物体相互作用的一些典型计算结果,概括总结了激波管中实验的有效性,提出了改进数值方法(包括差分格式,网格系统),发展三维光学定量可视化技术和进一步研究非定常湍流的建议 相似文献
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针对内转式进气道溢流口这一关键部位所面临的三维复杂激波干扰问题,将溢流口提炼简化为V形钝前缘平板,采用激波风洞实验观测结合数值模拟的方法,研究了前体斜激波与V形钝前缘溢流口相对位置变化引起的激波干扰的演化规律。结果表明:由于V形钝前缘自身的激波干扰,其驻点前弓形激波的脱体距离较大,波后存在大范围的亚声速区。当斜激波入射在该弓形激波接近正激波的部分时,发生Edney第Ⅳa类激波干扰,该流动结构与V形钝前缘自身带来的三维激波干扰相互耦合,形成多处超声速射流区域;当斜激波入射在该弓形激波亚声速区的声速点附近时,呈现出不同于Edney第Ⅲ类激波干扰的波系结构;当斜激波入射在该弓形激波的超声速部分时,形成的波系结构与Edney第Ⅱ、Ⅵ类激波干扰类似。 相似文献
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超声速喷流问题是一个包含激波、旋涡、湍流和声波的多尺度复杂流动问题,其数值模拟方法及激波噪声产生机制是相关研究的长期热点和难点。本文简要回顾了超声速喷流激波噪声研究进展,重点介绍了针对激波噪声计算方法的非物理噪声消除技术和光滑因子设计准则,针对超声速喷流激波噪声研究设计的模型问题(包括旋涡–旋涡相互作用、激波–旋涡相互作用和激波–剪切层相互作用等),以及轴对称和三维超声速喷流的研究进展。本文还介绍了作者最近针对超声速喷流开展的三维直接数值模拟、实验验证工作和初步分析结果(包括轴对称模态定位、束缚波演化和摆动模态发展等)。 相似文献
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开展了三维暂冲式激波聚焦及起爆爆震的冷态与热态实验,并采用WENO算法和块结构网格自适应加密算法进行了高精度数值模拟.在环形喷口宽度d=5.4mm,驱动压力pres=0.55MPa,初始压力pinit=0.091MPa的条件下,第1次激波聚焦所致的峰值压力达2.17MPa,是初始压力的23.8倍.以当量比1.0的C2 H2/Air混合气为工质,在驱动压力为1.51MPa,环形喷口宽度d=11.4mm的工况下成功起爆了爆震波.测得火焰传播速度与激波传播速度之间的耦合偏差为2.7%,爆震波速为1587.3m/s.数值模拟清晰地捕捉到了激波聚焦及起爆爆震过程中的流场演化细节.发现环形激波沿三维凹面腔径向入射,首先在对称轴上聚心碰撞,形成沿对称轴对称分布的马赫干,并作为入射激波向凹面腔底部推进.同时,原入射激波也向凹面腔底部运动.因此,环形激波沿三维凹面腔径向入射聚焦的完成是以原入射激波和新形成的马赫干在凹面腔底部碰撞为标志的. 相似文献
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为改善常规乘波体布局的宽域气动性能,提出了一种基于复杂三维弯曲激波面的宽域变马赫数乘波体设计方法,其本质是将局部偏转吻切方法与“并联变马赫数”概念相结合,各流面内的设计马赫数不再保持不变,而可根据需求进行调整,以此提高乘波体的宽速域性能。该方法采用Bezier曲面直接指定所需三维激波形状,使得激波形状的选取更为灵活。结果表明,基于三维弯曲激波的变马赫数乘波体拥有更为均衡的气动与几何特性,更适于宽域飞行,且各流面内设计马赫数的离散单调性对此类乘波体性能有较大影响。相同条件下,马赫数7至12范围内设计的基于三维弯曲激波的变马赫数乘波体相较于吻切锥变马赫数乘波体具有更大的容积与更高的升阻比,但容积率有所下降。 相似文献
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通过改变进出口压比,对马赫数2.7的二维对称拉瓦尔喷管流动进行了试验研究,给出了超声速喷管起动过程中的激波结构演化特征。在试验过程中,固定喷管喉道出口面积比,改变喷管上下游压比,使喷管起动激波从喉道发展到喷管出口处,逐渐过渡到设计工况。在起动激波向下游发展的过程中,喷管内流动经历了教科书上给出的理论过程:喉道正激波、扩张段内正激波、喷管出口马赫反射、喷管出口规则反射、设计工况等;但由于附面层的存在,每一个过程与无粘情况下的激波示意图都有所不同。比如,试验中捕捉到的激波串在向下游的移动过程中,出现的由λ型激波向Х型激波的转变,以及激波串非对称现象的出现等。基于纹影和剪切敏感液晶摩阻显示技术获得了起动激波串的首道激波的三维特征。 相似文献
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首先简要地分析了空天飞机在上升段和再入段遇到的严峻的热环境,并指出:为了进行空天飞机的概念研究和初步设计,必须发展气动热的工程预测方法。接着介绍了国外可用于预测空天飞机气动热的工程方法,其中包括预测迎风面中心线、背风面中心线和横向分布的气动加热的方法,重点介绍了 NASA Langley 研究中心的轴对称比拟三维边界层(AA 3DB L)程序和它的结果。同时,还讨论了空天飞机气动热预测的一个特殊问题即激波干扰加热,着重介绍了机身头部的弓形激波和进气道外罩唇部激波的相互干扰以及机身头部的弓形激波和机翼前缘激波间的相互干扰,对后面这种情况,还介绍了工程预测方法。 相似文献
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针对高超声速三维内转式进气道中的复杂曲面激波干扰问题,提炼出不同来流迎角下的内收缩直锥流场,采用激波风洞实验观测结合数值模拟的方法,高效揭示小幅偏离轴对称状态时,内收缩直锥流场中的激波汇聚效应及干扰机理。结果表明:在轴对称情况下,即使内收缩直锥的前缘压缩角很小,由于汇聚效应,激波逐渐增强,在轴线上必然发生马赫反射并形成马赫盘,继而终止了激波的进一步汇聚增强;而在来流有迎角情况下,流场小幅度偏离轴对称后,表现出复杂的三维特征;沿流向迎风侧激波的汇聚增强比背风侧更快,在对称面上迎风侧和背风侧激波干扰的位置偏离轴线,并且可以发生规则反射;在对称面发生规则反射的情况下,激波反射后局部能够达到的压力比发生马赫反射的情况下马赫盘后的压力更高;随着内收缩直锥前缘压缩角的增大,对称面上发生规则反射时的临界迎角也呈现增大趋势。 相似文献
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采用局部喷、吸、喷与吸组合的结构来模拟局部粗糙壁面,通过数值计算获得了稳定的三维边界层基本流的数值解.在此基础上,研究了最不稳定的和稳定的二维扰动T-S波在时、空间演化过程中非线性问题;探讨了局部粗糙的形式、强度大小及分布结构对二维T-S波的非线性演化的影响及其对增长速率贡献的大小.数值结果表明,三维局部粗糙壁面诱导产生的基本流是扰动波得以增长的关键因素;最不稳定的二维扰动T-S波在非线性演化过程中,由于非线性相互作用的不断增强,逐渐诱导激发出三维扰动波及高次谐波,其三维扰动波的流向波数和频率与二维扰动波的流向波数和频率大致相同.此外,展向速度的大小激励着二维扰动波的快速增长,随后发生初次失稳、流向涡形成、正负相间剪切层逐渐增强、诱导产生三维不稳定扰动波及高阶失稳等机制.上述结论与实验结果相吻合. 相似文献
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采用局部喷、吸、喷和吸组合来模拟局部粗糙壁面,数值计算获得稳定的三维边界层的基本流.在此基础上研究了三维扰动波在该基本流中的空间演化问题,讨论了局部粗糙的形式、分布结构对三维扰动波的幅值增长率及流动稳定性影响.计算结果表明:三维局部粗糙对三维扰动波的增长、涡的形成都起着激励的作用.扰动波演化产生的平均流修正及局部粗糙诱导展向速度的存在,影响着流体运动稳定性.与光滑壁面相比,三维局部粗糙作用下扰动波的传播角度与相位角发生明显变化,而不同形式的二维局部粗糙壁面边界层显示出不同的稳定特性. 相似文献
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简述西北工业大学自适应壁风洞研究课题组在“八五”期间开展跨声速柔壁自适应壁风洞试验技术研究的主要研究工作成果。简介该校的高速柔壁自适应壁风洞的设计及主要参数,以及在该风洞中开展的低超声速消除波反射的研究、近声速的自适应壁风洞试验技术研究和跨声速自适应壁试验段优化设计的研究。 相似文献
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阶跃热流冲击加热半无限体动态热应力分析 总被引:4,自引:0,他引:4
考虑超快速加热引起传热过程的非傅立叶效应,建立了第二类边界条件下的半无限体的动态热流场,热应力场方程组。用拉普拉斯变换法对方程组进行求解。结果表明,快速加速在半无限体内产生一个热波和两种热应力波。热波通过之时引起当地温度突然升高。应力波的波前通过之时该处应力突然增加;并对热波和弹性膨胀波波速比率对半无限体动态应力的影响作了研究分析。 相似文献
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