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为了研究冲压发动机进气道和掺混段节流特性及其内部的复杂流动,以同试验进行对比,采用二阶迎风隐式TVD格式,内外流分区求解可压缩N S方程,数值模拟弹体,进气道和掺混段一体化通气模型复杂流场。进气道为"X"型布局二元双楔平面压缩混压式进气道,掺混段为圆形截面。计算了掺混段出口反压比pt pt∞=3 5~5 5,总压恢复系数σ,流量系数φ及流场情况。同风洞试验结果比较表明:计算结果较为合理。通过对计算结果的分析,定性讨论了该冲压发动机的节流特性和掺混段内部复杂流动状况。 相似文献
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电弧风洞内球锥全目标绕流场计算分析 总被引:3,自引:1,他引:3
针对电弧风洞高焓气体来流条件,通过数值求解三维化学非平衡Navier-Stokes方程,分析无烧蚀球锥全目标绕流场真实气体效应.考虑空气电离化学反应系统,包含7个化学组元和6个反应方程.差分算法是隐式NND格式.依据实验来流条件,计算了不同壁温及不同壁面催化特性下的流场结构和电子数密度,观察了来流非均匀性的影响.结果表明.尾迹区对模拟条件较敏感,其电子数密度随壁温降低而升高,完全催化壁的电子数密度约比非催化壁低近一个量级,实验状态的计算应采用风洞实际来流条件, 相似文献
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实用S形进气道内部流动特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
根据YangJY的思想构造了一种求解湍流k-ε模型方程的有限差分格式—湍流U-格式。采用此种方法以及一种完全N-S方程解算器对变截面S形弯曲进气道内部旋涡湍流运动进行了研究,通过大量型号设计与计算证明了本套方法可以正确地描述流场中的分离、二次旋涡等重要物理现象。作为一种特例,本文给出了一种S形进气道内部流动的数值模拟结果,并与圆截面S形弯管的计算结果进行了定性比较。 相似文献
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用基于SA湍流模式的非定常RANS、分离涡模拟(DES)和延迟分离涡模拟(DDES)分别对四轮基本起落架模型进行了数值模拟,并根据所得的非定常流场计算了表面声压级分布和声压谱。三种方法所用的时间成本大致相同,URANS略低于其它两种,而DDES由于在附着流动区更好地保持RANS特性,故时间成本略低于DES。计算显示,非定常RANS在附着流动区能够得到合理的结果,但不能准确刻画分离流动的流动形态。DES和DDES都能较好地刻画起落架绕流的定常和非定常特性,DDES的结果略好于DES。因为起落架流动属于大分离流动,所以DES也能够得到相对正确的结果。研究结果验证了分离涡模拟在起落架大分离非定常流动预测与噪声预测中的可行性,对减小起落架噪声的方法研究具有一定的意义。 相似文献
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风洞 MDOE 的形式实验设计方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
MDOE 风洞实验方法能够用相对于传统实验方法更少的吹风次数,获得更高精准度的数据。为了解决现有基于参数模型的 MDOE 方法获取较强非线性气动规律能力的不足,需要发展基于非参数模型的 MDOE 方法。本文对基于非参数模型的 MDOE 的形式实验设计方法进行研究。通过“虚拟”风洞实验的方法,对两种常用的“空间填充设计”———拉丁超立方设计和均匀设计应用于风洞实验的适用性进行对比,并在此基础上发展了几种对均匀设计的优化改进方法,可以进一步提高样本点设计质量,使其满足风洞实验的要求。研究表明:均匀设计较拉丁超立方设计更为稳健、均匀,更适合基于非参数模型的风洞 MDOE 方法;在均匀设计方法基础上,根据风洞实验的特点发展了优化方法,包括边界点补充、样本点密度调整和重复点设计,能够将已有的“先验信息”应用于实验设计中;所发展的形式实验设计方法所需的测量点要少于 OFAT 方法的测量点(如示例中所用的测量点数仅为 OFAT方法的66.7%),且能够充分和准确地对较剧烈的非线性变化规律进行采样。本文对风洞 MDOE 的形式实验设计方法的研究结果,为后续发展基于非参数模型的风洞 MDOE 方法奠定了基础。 相似文献
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高焓激波风洞是研究高温真实气体效应主要的地面模拟设备,基于高焓激波风洞发展的试验技术主要包括驱动技术、流场检测技术和测试技术。决定试验段所能达到的总焓和总压水平的驱动技术,主要包括变截面驱动、多段驱动、轻质气体驱动和加热轻质气体驱动;高焓激波风洞驻室温度高,导致激波管末端和喉道等内流道产生烧蚀并对流场带来污染,并且在高温条件下气体分子发生离解甚至电离,导致试验分析困难;确定试验段自由来流参数和有效时间以及污染气体推迟的流场检测技术,是开展风洞试验的前提条件;高焓激波风洞总焓和总压高,有效试验时间毫秒量级,对测试技术提出了更高的要求。本文综述相关技术的研究进展,重点介绍了气动热/气动力以及流场物理化学参数的测试技术,指出进一步的技术发展方向,以期为大型高焓激波风洞的发展与应用提供参考。 相似文献
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