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为了探讨超声速欠膨胀椭圆射流的流动特征,采用大涡模拟(LES)方法与高精度混合格式对出口压力比N分别为14、24、40的欠膨胀椭圆射流流场结构进行数值模拟。结果清晰描述了欠膨胀椭圆射流的三维(3 D)结构特征与发展规律,并分析了因喷嘴方位曲率不一致而导致长轴与短轴平面上激波结构出现差异的原因。另外,结果还发现:当N为24时,短轴平面上射流域内的激波结构已由正规反射转变为马赫反射,但长轴平面上仍维持正规反射,而当N为40时,长轴与短轴平面上的激波结构均为马赫反射结构,由此可知喷嘴方位曲率变化越平缓,马赫反射形成所需的出口压力比越大。 相似文献
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为了寻求有效的流动控制方法来降低隔离段总压损失,本文基于非定常雷诺平均的Navier-Stokes方程,探究激光脉冲能量沉积对二维及三维隔离段流场马赫反射的控制效果。在来流马赫数分别为1.61和2.51的隔离段流场马赫反射上游,加入脉冲能量沉积,对比激励流场与基础流场,结果表明:能量沉积主要通过高温热核和其诱导的压力波两种方式对马赫反射结构施加作用,显著地影响了马赫反射结构,促使Ma∞ =1.61来流工况下马赫杆的高度减小,马赫反射强度减弱;Ma∞ =2.51来流工况下的马赫反射结构转变为稳定的正规反射,减小了总压损失。控制过程包括:(1)能量沉积产生的局部高温降低当地马赫数,减小马赫反射强度;(2)高温热核诱导的弓形波与马赫反射相互作用,马赫反射结构变形;(3)以反压形式影响马赫反射。 相似文献
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球面激波对平面的马赫反射的简化处理 总被引:1,自引:0,他引:1
本文利用Whitham绕射理论,给出了球面激波对平面绕射时马赫杆的近似解,同时求得了马赫反射三波点迹线及壁面超压。另外还导出了新的面积函数表达式。在壁面超压的计算上,这些理论结果与用Whitham方程求得的数值解相符合。 相似文献
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激波干扰是高超声速飞行器气动布局和超燃冲压发动机设计中需重点考虑的局部干扰现象,当该现象发生时会产生复杂的波系结构,对流场行为特征产生影响,进而对飞行器物面载荷及发动机性能产生显著影响。采用数值计算方法针对斜激波入射平板问题,在固定来流马赫数5、单位雷诺数7.12×106 m-1不变的条件下,通过改变上下平板展向宽度研究了6个不同状态下的激波反射类型。结果表明在受限空间内必须考虑侧向溢流对激波反射类型的影响。随平板展向宽度增加,激波反射类型从正则反射逐渐过渡至马赫反射,且马赫杆长度变长并逐渐前移,直至导致内流道堵塞形成脱体激波。采用激波极曲线方法在激波入射角度固定的条件下对两种激波干扰类型的产生机制进行了分析,发现随激波强度增加两束透射激波极曲线上移缩小,进而造成波后流场参数匹配需求,激波反射类型逐渐从正则反射向马赫反射转变,得到了与数值计算结果一致的结论。 相似文献
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针对三维内转式进气道流动中激波入射内凹壁面主导的复杂波系干扰问题,采用斜激波入射内凹半圆柱面的简化构型,在来流马赫数为6的条件下,通过无粘数值模拟结合理论分析,研究了激波角βi=14°~29°的斜激波在内凹半圆柱面反射形成的三维流场。结果表明,流场对称面均会出现显著高于二维情况的逆压梯度。当βi≤25°时,从侧壁到对称面,斜激波经历了从马赫反射(MR)到规则反射(RR)的转变,形成了MR-RR型流场,转变点处产生的桥激波向对称面延伸,桥激波在对称面反射后产生的压力峰值高于二维斜激波反射;当βi≥25°时,斜激波在侧壁和对称面均发生马赫反射,形成了MR-MR型流场,两种马赫反射分界点处产生的桥激波向侧壁发展,侧壁气流在对称面相撞后产生的压力峰值高于正激波后的压力;当βi=25°时,流场存在MR-RR型和MR-MR型双解现象。通过降维分析理论,揭示了两类流场中转变点和分界点的形成机制,并厘清了桥激波的产生原因和初期演化特征。当βi≥18°时,无粘激波干扰所主导的侧壁气流加剧向对称面汇聚,并在对称面附近产生流向涡对。无粘分析获得的认识,有助于揭示内转式进气道中流动汇聚和流向涡对等现象的形成机... 相似文献
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为解决某型喷口加力调节器在配装发动机使用过程中存在的涡轮落压比偏离设计值问题,对一维定常可压缩拉瓦尔喷管的气体流动状态进行了理论分析计算,从涡轮落压比的连续性工作要求分析了拉瓦尔喷管正常工作的使用条件,提出了空气减压器二级减压拉瓦尔喷管扩张段流道形状的改进设计方法,并通过了发动机试验验证,结果表明:空气减压器只有在超临界状态工作,并且激波位置在测压点位置后面时,才能保证减压比仅与针塞位置有关,与进气压力大小无关;进气压力较低时,激波位置离测压点较近,会造成减压比相对稳定状态存在偏差;增大喉道面积,可使得相同进气条件下,激波位置后移,远离测压点,有利于提高减压比的稳定性,增大后端角度会导致激波位置前移,不利于减压比的稳定。 相似文献
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定常激波反射分为规则反射和马赫反射,在不同条件下2种反射结构之间会相互转变。高超声速流动中的激波反射问题常面临高温气体效应,随着温度逐渐升高,最先出现的是空气分子振动激发。通过理论分析和定量计算,研究了振动激发对激波反射及其转变规律的影响。首先给出考虑振动激发的空气热力学模型,并分析其与量热完全气体的差异以及对激波关系的影响;接着分析在规则反射和马赫反射中,振动激发对激波反射流场的影响规律;最后讨论振动激发对激波反射转变2个准则点的影响。研究结果表明,振动激发使激波极线的整体轮廓变大,且这种差异在经过一次激波反射之后被明显放大,会对激波反射的流场产生重大影响;对于激波反射的转变,振动激发使转变的2个准则点都变大,且对规则反射向马赫反射转变的脱体准则影响更大。 相似文献
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《中国航空学报》2015,(5)
When the pressure ratio increases from the perfectly expanded condition to the third limited condition in which a normal shock is located on the exit plane, shock wave configurations outside the nozzle can be further assorted as no shock wave on the perfectly expanded condition, weak oblique shock reflection in the regular reflection(RR) pressure ratio condition, shock reflection hysteresis in the dual-solution domain of pressure ratio condition, Mach disk configurations in the Mach reflection(MR) pressure ratio condition, the strong oblique shock wave configurations in the corresponding condition, and a normal shock forms on the exit plane in the third limited condition. Every critical pressure ratio, especially under regular reflection and Mach reflection pressure ratio conditions, is deduced in the paper according to shock wave reflection theory. A hysteresis phenomenon is also theoretically possible in the dual-solution domain. For a planar Laval nozzle with the cross-section area ratio being 5, different critical pressure ratios are counted in these conditions, and numerical simulations are made to demonstrate these various shock wave configurations outside the nozzle. Theoretical analysis and numerical simulations are made to get a more detailed understanding about the shock wave structures outside a Laval nozzle and the RRMMR transition in the dual-solution domain. 相似文献
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Yinxin ZHU Wenqiang PENG Zhenbing LUO Qiang LIU Wei XIE Pan CHENG Yan ZHOU 《中国航空学报》2023,36(7):366-377
To effectively reduce the loss of strong shock wave at the trailing edge of the supersonic cascade under high backpressure, a shock wave control method based on self-sustaining synthetic jet was proposed. The self-sustaining synthetic jet was applied on the pressure side of the blade with the blow slot and the bleed slot arranged upstream and downstream of the trailing-edge shock,respectively. The flow control mechanism and effects of parameters were investigated by numerical simulation. The res... 相似文献
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《中国航空学报》2021,34(5):399-403
The reflection of a moving shock wave over a wedge immersed in a still gas and the reflection of a wedge induced steady shock wave over symmetrical and asymmetrical reflecting surfaces have received intensive considerations since more than 70 years ago. Here we consider a different shock reflection problem—reflection of a moving shock wave over an initially steady oblique shock wave induced by a wedge immersed in supersonic flow. For the flow condition we considered, five moving triple points, with each connecting an incident shock wave, a reflected shock wave and a Mach stem, are identified. By using the reference frame co-moving with each triple point, the type of each shock wave of this triple point is clarified. The present study is significant in that it treats a new shock reflection problem leading to a new shock reflection configuration and showing potential applications in supersonic flow with unsteady shock interaction. 相似文献
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本文通过激波管二维光测模型实验和采用矩形网格的FLIC方法进行数值计算两种手段针对平面激波绕矩形障碍物后的绕射与反射的问题进行了分析和研究。文中给出了绕射波的波形以及平面激波绕过矩形障碍物后与地面相互作用而产生的从规则反射到马赫反射的波系图案。本文考虑了入射激波马赫数M_i及不同矩形障碍物高度H的影响,并将二维光测模型实验同数值计算的结果进行了比较。 相似文献
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Laval型微喷管内气体流动的计算及分析 总被引:5,自引:2,他引:3
基于连续介质模型模拟研究了喉部宽度为37μm的二维Laval型微喷管内气体流动特性.计算分析了落压比变化对流场结构的影响;研究了前人文献中提到的"超声速环"现象,发现其本质就是过膨胀状态下微喷管内形成的"马赫盘",并利用激波理论分析讨论了在微尺度下该现象的形成机理及产生条件;在出口压力不变的情况下,采用落压比界定出"超声速环"可能存在的范围;讨论了落压比与激波对微喷管总压降的影响. 相似文献