共查询到20条相似文献,搜索用时 31 毫秒
1.
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
2.
3.
4.
超声速燃烧气动斜坡喷注器研究 总被引:2,自引:2,他引:0
为增强超声速燃烧过程的燃料混合,设计了通过喷嘴阵列形成流向涡强化混合的气动斜坡实验件.在直连式实验台上对气动斜坡实验件进行了纹影及油流谱等冷试实验研究.并采用大涡模拟(LES)方法数值模拟了超声速流场中气动斜坡的流动及燃烧特性.结果表明:气动斜坡喷注器的喷嘴阵列设计能有效加速喷流后流向涡的卷起,提高掺混特性;其燃烧过程也能使喷流形成的剪切层上抬,增进混合;由于喷流方向与主流方向夹角较小,总压损失也较物理斜坡、横向喷流等混合增强方式小. 相似文献
5.
6.
喷流落压比对高超飞行器尾喷管内外流干扰的实验 总被引:1,自引:1,他引:0
为了研究吸气式高超声速飞行器尾喷流对飞行器尾部区域气动性能的影响,在中国空气动力研究与发展中心05m高超声速风洞中,在来流马赫数为50和60条件下,开展了不同落压比条件下的尾喷流干扰测压实验研究,同时采用高清纹影观测了喷流干扰区域的流场结构。实验结果表明:不同喷流落压比时,飞行器尾部区域表面压力分布差别明显,高落压比时喷流干扰作用的区域更大,压强数值更高。纹影也显示高落压比时交叉干扰激波更强、剪切层扩张更明显。喷流干扰区域已影响到了飞行器水平翼区域的压力分布,将会对飞行器操纵特性产生影响。 相似文献
7.
8.
为探索侧向喷流流动控制技术对高速导弹方向舵局部气动热特性的影响规律及相关机理,对带有方向舵和舵轴的导弹在不同攻角和喷流条件下进行了数值模拟,得到了模型流场和壁面热流分布。研究结果表明:喷流压比达到75时,可以避免受弓形激波干扰的来流气体作用在方向舵上,能有效减少方向舵前缘中后段的壁面热流;随着喷口位置与方向舵前缘距离的增加,喷流后回流区结构和范围变化不明显,方向舵前缘的壁面热流变化不大;不同攻角来流条件下,侧向喷流均能有效降低方向舵前缘的壁面热流。攻角大于10°后,喷流的热防护效果有所降低;有攻角来流条件下,在舵轴的正前方喷流,自由来流绕喷流流动,舵轴下壁面边界层内气体密度上升,使舵轴两侧压差增大,舵轴的壁面热流增大;在0°攻角来流条件下,喷口两侧方向舵所受侧向力与喷流推力方向相反,此时导弹的放大因子增大。 相似文献
9.
10.
目前基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)的喷流噪声预测方法在格林函数求解时, 为简化求解过程,通常对喷流流动做平行流假设, 对观测点做远场假设。随着格林函数求解方法发展,近年来的研究表明平行流假设对下游观测点格林函数的计算会引起较大偏差,而目前远场假设对格林函数求解的影响仍不清楚。为研究远场假设对喷流格林函数求解的影响,以二维喷流为例, 采用计算气动声学方法(CAA)分别数值求解了观测点远场假设条件与实际条件下90°~150°方向喷流内伴随格林函数,进而分析远场假设对格林函数求解的影响。研究结果表明,对于不同方向的观测点,由观测远场假设导致的伴随格林函数求解偏差不尽相同,且对于越靠近喷流中心线方向的观测点,远场假设导致的偏差越大,其中150°方向观测点,采用远场假设后,格林函数计算结果最大偏差达到-15 dB以上。因此,对于靠近喷流中心线方向的噪声观测点而言,为避免预测偏差,应采用实际观测条件求解喷流格林函数。 相似文献
11.
超声速喷流混合流场大涡模拟 总被引:1,自引:3,他引:1
以光学窗口外冷喷流为研究背景,采用大涡模拟方法对后台阶外形切向喷流混合流场进行了研究。数值方法基于隐式亚格子模型,采用高精度WENO格式进行空间离散,并通过超声速平面混合层流动对数值方法进行了考核验证。喷流混合流场计算模型与试验一致,来流和喷流马赫数分别为3.4和2.5。数值模拟清晰地捕捉到了流场波系以及混合剪切层、壁面边界层等典型流场结构,并精细预测了混合层发生失稳、转捩及发展为充分发展湍流的时空发展过程。数值模拟得到的湍流大尺度结构的位置和形态与实验图像一致。通过对瞬时流场、统计平均流场和脉动参数的分析,揭示了流场结构特征及其时空演化规律,并获得了流场密度脉动特性。 相似文献
12.
13.
展向旋转平板Couette湍流(Spanwise rotating plane Couette flow,RPCF)是旋转壁湍流的标模问题之一,在过去的几十年里,被广泛用来研究旋转对壁湍流的统计和流动结构的影响。近些年,作者及其合作者就该问题开展了一系列直接数值模拟研究工作。该研究不仅发现了旋转在低旋转数和高旋转数时对流动结构和统计的不同影响,还首次在RPCF中发现了多湍流态现象:即在相同的控制参数下,流动可以处在两种不同的湍流态上,这两种不同的湍流态的流动结构和湍流统计差别显著。还发现该多态现象可以在很大的旋转数范围里存在。进一步分析大尺度二次流在不同态的能量传输中的作用,发现在二次流较弱的流态下,二次流起的作用相对较小,能量很大一部分直接从平均流传到剩余场;而当二次流较强时,二次流起到一个能量传输纽带作用。该分析也从侧面验证了大尺度结构在多态现象中占据重要地位的猜想。 相似文献
14.
对采用高动量的辅助进气激励器和“常规”激励器强化的高速、大尺度喷流混合进行了数值模拟研究。对比了辅助进气激励器和“常规”激励器吹气射流对流向涡、喷流拍动、阻塞面积的影响,分析了合成射流强化喷流混合的流动滞后现象。结果表明:合成射流强化喷流混合中的辅助进气激励器在吹气时间、吹气动量、峰值动量比方面要明显优于“常规”激励器。合成射流强化喷流混合由激励器迟滞和流场迟滞两部分组成。“常规”激励器和辅助进气激励器射流峰值动量都滞后于活塞峰值速度时刻19.5%,流场滞后峰值动量时刻5%左右。相比于“常规”激励器,采用辅助进气激励器的“小突片”堵塞面积较大,强化喷流混合的效果更好。 相似文献
15.
16.
17.
从三维薄层近似N S方程出发 ,采用高效ENO差分格式 ,对位于弹体中部两侧的双喷管发动机喷流与马赫数Ma∞ =0 7~ 0 9、攻角α =0°~ 10°飞行条件下弹体绕流形成的干扰流场进行了数值模拟。研究发现与无喷流情况相比较 ,引入喷流使升力和俯仰力矩增加 ,压心后移 ;在飞行攻角一定时 ,马赫数对飞行器气动力特性影响较小 ;有侧风干扰时 ,喷流增强了航向稳定性。对零攻角情况喷管安装和喷管出口不对称带来侧向力和偏航力矩也进行了研究。计算结果与飞行实验观测现象定性一致 相似文献
18.
采用数值模拟方法研究了三股流喷管的流动与噪声机理,增加倾斜结构对流动与噪声特性的影响。结果表明:在设计工况,第三股流的引入虽避免了高速风扇流与自由来流的直接接触,降低了喷流与自由来流间的掺混强度,但受轴对称式结构限制,小涵道比的第三股流沿周向均匀分布,其在各方向上的降噪效果有限,对喷管总声压级分布的影响较小。增加第三股流通道倾斜结构,其涵道比增加,喷管下侧主流核心区末端与自由来流间掺混强度降低,30°观测角下的总声压级较轴对称式的下降约2.6dB。考虑第三股流的涵道比匹配,对倾斜结构进行控制涵道比与出口气流角度的型面设计,喷管下侧主流核心区末端与自由来流间掺混强度的降低幅度低于不控制涵道比倾斜结构,30°观测角下的总声压级较轴对称式的下降约1.5dB。 相似文献
19.
针对涡轮叶片的蛇形内冷通道内流阻特性的研究,在北京航空航天大学航空发动机气动热力国家级重点实验室的旋转涡轮叶片内冷通道换热实验台上构建了旋转工况的测压系统.该测压系统具有高精度、多路选通、高压高旋转数等特点.在通道进口雷诺数从20000~70000,旋转数从0~1.025的范围内,实验研究了旋转状态下,冷态与热态流场下方形截面光滑U形通道流阻系数.实验结果与国外同类实验对比验证了构建的实验系统的可靠性和优越性.实验结果表明:低雷诺数下静止工况的流阻随雷诺数增大而增大,并在雷诺数增大到一定值后转而减小.冷态下流阻随旋转数增大而增大,低旋转数下旋转对热态流阻影响并不显著,高旋转数下热态流阻随旋转数增大而显著增大. 相似文献