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为了研究转捩对压缩拐角内分离泡结构的影响,进行了来流马赫数2.9,24°压缩拐角激波/转捩边界层干扰的直接数值模拟(DNS)。通过在拐角上游平板的不同流向位置处添加周期性吹吸扰动激发流动转捩,使得转捩不同阶段进入拐角入口,从而在拐角内产生激波/转捩边界层的相互干扰。计算得到的平均速度剖面、壁面压力分布以及分离泡大小与风洞试验及以往直接数值模拟结果吻合较好,验证了计算结果的可靠性。研究了转捩过程对角部干扰区内分离泡结构的影响规律,分析比较了不同转捩阶段下角部分离区内湍动能的生成、耗散和分配机制。研究结果表明:转捩初期的拟序涡结构对分离泡尺度及形状影响最大,发卡涡包在角部拐点附近发生展向融合,并在角部区域形成湍流斑,此时分离泡尺度最小,形状呈现中间高两边低的山峰型。随着转捩的发展,分离区内湍动能生成和近壁区的耗散逐步降低,此时输运项起到了主要的平衡作用。 相似文献
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基于多项式理论,研究了鲁棒D域稳定和评估空间自适应网格划分方法。在传统只分析单个不确定性参数对动态系统稳定性影响的基础上,实现了多个不确定参数同时摄动对系统稳定性的评估。基于该方法,以一种轴对称飞行器为研究对象,完成了在多种参数组合摄动下的纵向控制律稳定性评估,评估结果直观精确的显示了该飞行器纵向稳定和不稳定区域。 相似文献
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参考北大西洋公约组织和AIAA推荐的风洞试验数据不确定度计算方法,结合激波风洞运行特点,确定激波风洞气动力试验的主要误差源,计算激波风洞B-2标模气动力测量结果的不确定度.采用改变单一变量的方法计算主要误差源对测量结果不确定度的影响程度,辨析对不确定度起主要作用的基本参数.计算结果表明:皮托压力和总压的测量结果对流场参数影响显著,皮托压力的测量结果比总压测量结果对流场参数与气动力测量结果影响更大;降低皮托压力和总压的偏离极限,有利于提高激波风洞气动力试验数据的质量. 相似文献
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笛卡尔网格方法具有易于自适应、自动化程度高、网格质量好等优势。由于其非贴体特性,在处理复杂构型或者复杂流动问题时候往往存在网格量过大的问题,不容忽视。笛卡尔网格生成的效率直接影响了整个计算周期的长短,有必要发展高效的生成技术。对于笛卡尔网格而言,决定网格生成效率的关键在于网格数据结构,其直接影响计算量和存储量。针对三维构型进行笛卡尔网格生成,发展了邻居查询更快捷、内存利用率更高的全线程树数据结构,并在本文的方法框架下进行了适应性应用和改进。同时,为了高效地判断网格单元类型,构建了物面单元的快速检索方式,并引入了染色方法,进一步提高网格生成效率。还提出了一种鲁棒的奇异性检测算法,保证网格单元类型判断的鲁棒性。在流场解自适应方面,采用的是速度散度和旋度相结合的三维判据,以保证对于多种流动特征的捕捉能力。通过圆球、导弹、翼身组合体、机翼-副翼等算例进行了考核验证,经对比,网格自适应位置与理论解吻合较好,且网格单元生成耗时短、平均耗时受物面网格分布影响小,证明了方法的可靠和高效性。 相似文献
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扩压器是超/高超声速风洞的关键部件之一,直接影响风洞运行的费效比。然而,对于高超声速低密度风洞而言,试验运行参数范围大、试验气体密度又相对较低,常规的"收缩段-等直段-扩张段"的扩压器结构扩压作用不明显。提出一种带中心锥型扩压器新结构,并在Φ300 mm高超声速低密度风洞中进行扩压性能试验。研究了M16喷管小流量稀薄状态和M8喷管大流量近连续流状态下带中心锥型扩压器的扩压性能,同时,分析了试验段模型对扩压器扩压能力的影响。结果表明带中心锥结构的扩压器适用的风洞运行参数范围更广、扩压性能更优,能有效提高设备试验能力,可为高超声速风洞扩压器设计提供参考。 相似文献
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横向喷流干扰/控制研究进展 总被引:2,自引:0,他引:2
横向喷流与飞行器的推进、机动、分离、防热和隐身等问题密切相关。笔者简要分析了横向喷流干扰流动的特点和研究重点,对国内外研究现状和进展进行了综述,分析了目前仍面临的主要技术困难和制约研究成果工程化的主要因素,并提出了发展和完善相关试验技术的建议。 相似文献