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711.
多级火箭二三级级间冷分离过程后期阶段的飞行遥测数据表明,在三级火箭后封头中部存在约50kW/m2的热流峰值。由于遥测数据有限,为了弄清燃气在级间流动的机理和热流产生的原因及影响,采用Chi-mera/Overset方法并结合N-S方程和刚体动力学方程,以流动和刚体动力学耦合计算的方式对多级火箭二三级级间冷分离过程的后期阶段进行了数值模拟,研究了轴对称和三级喷管有偏转两个工况的分离特性。结果表明,轴对称工况分离过程的流场存在剧烈的振荡,而三级喷管有偏转工况分离过程的流动比较平稳,对这两种流动的成因进行了分析,并讨论了这两个工况下三级后封头附近的热环境的区别。计算结果可为级间分离段的设计提供参考。 相似文献
712.
713.
714.
715.
高升力翼型复杂流动模拟中湍流模型性能评估 总被引:1,自引:0,他引:1
采用软件Fluent中工程常用的7个涡黏湍流模型对某种高升力3段翼的降落阶段绕流进行了数值模拟.通过和试验及经过试验校验过的延迟脱体模拟(delayed detached eddy simulation,DDES)结果进行详细的对比分析,包括翼型压力系数、马赫数、涡量场和湍动能分布等,系统地研究了常用涡黏湍流模型对该高升力翼型的模拟性能.结果表明:对于平均流场,standard k-ω模型的模拟性能最好,能较好预测翼型压力系数、襟翼分离区位置和大小等;SST (shear stress transport)k-ω模型性能也较好,一方程SA (Spalart-Allmaras)模型和四方程v2-f模型具有相近的性能,而k-ε系列模型性能相对较差.对于湍流场的模拟性能,和上述平均流场对比所得结论相一致,但所有湍流模型均未预测出襟翼分离区附近湍动能“最大”的分布特征. 相似文献
716.
实验研究了表面粗糙度耦合上游尾迹的流动控制技术,分析了来流湍流度(FSTI)在流动控制过程中对叶片吸力面附面层分离、转捩特性的影响.实验发现:在速度峰值点至分离点之间布置粗糙高度与弦长之比为1.05×10-4的粗糙条带可以在来流湍流度为0.4%与2.2%的低雷诺数范围内降低叶型损失.在雷诺数为85000的状态下,FSTI影响了尾迹通过区、尾迹诱导转捩区及自然转捩区的附面层动量厚度,造成了叶型损失的差异,但FSTI对抑制区的影响较小. 相似文献
717.
增升装置微型涡流发生器数值模拟方法研究 总被引:3,自引:1,他引:3
针对数值模拟带微型涡流发生器(VG)的增升装置绕流过程中出现的典型问题,研究相应解决途径.引入面搭接网格技术,避免传统结构网格方法造成的网格数量过大问题;在微型涡流发生器网格上采用特殊边界条件处理以分别对应有/无涡流发生器的状态,排除网格变动对计算结果造成的干扰;研发出了面搭接网格生成技术与特殊边界处理方法结合的求解加装微型涡流发生器的增升装置流动数值模拟方法.研究结果表明:该方法在处理增升装置这类复杂外形、复杂流动问题以及加装涡流发生器的流动控制问题时,具有良好的数值计算精度,能够满足研究需要,为开展涡流发生器精细设计和参数优化的数值模拟研究提供了可靠的技术途径. 相似文献
718.
引射/强迫式波瓣混合器开设通气狭缝的流动分离控制 总被引:3,自引:2,他引:3
为了抑制大扩张角波瓣混合器主流侧瓣顶内存在的流动分离现象,在基准波瓣混合器上开设了通气狭缝,通过数值模拟的方法研究了上述处理对次流分别为受迫流动和引射流动两种情况下的波瓣混合器抑制主流流动分离的效果.研究结果表明:①波瓣扩张角小于35°时,波瓣混合器内没有任何的流动分离的现象发生,当波瓣扩张角增大到35°时,波瓣内开始出现流动分离,继续增大波瓣扩张角,则波瓣混合器内流动分离加大;②对于次流为受迫流动的大波瓣扩张角波瓣混合器而言,开设了通气狭缝后,流动分离得到了有效的抑制;③对于次流为引射流动的波瓣混合器而言,对存在流动分离的大波瓣扩张角波瓣混合器开设了通气狭缝后,流动分离并未得到了有效的抑制,通气狭缝的存在提前诱发主流侧流体的分离. 相似文献
719.
针对典型风洞试验状态,采用有限体积法求解三维雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,数值模拟了给定级间距下火箭级间分离喷流干扰流动情况,获得了清晰的流场结构和有/无喷流干扰时两级气动特性变化规律,并对仅主机喷流和主机与四游机同时喷流的情况进行了计算,数值模拟研究结果为风洞试验方案的设计提供了参考依据。在典型状态数值模拟研究的基础上采用了冷喷流模拟技术对多个状态下火箭级间分离喷流干扰特性进行了风洞试验研究,获得了两级在有/无喷流、同轴变攻角情况下的气动力系数,研究结果表明,级间喷流干扰会对两级气动特性带来较大影响。相同状态下计算得到的两级气动特性变化与试验符合较好,表明了针对风洞试验状态的预先数值模拟对试验方案的设计验证可提供有益的参考。 相似文献
720.
附面层吸/吹气是抑制流动分离、提高压气机叶片负荷的有效技术途径。针对超声速压气机叶栅内激波诱导的角区分离,分别采用多种不同的端壁吸/吹气方案对其进行流动控制,旨在探索端壁吸/吹气对激波干涉下角区分离的控制机理,并对比分析端壁吸/吹气对超声速压气机叶栅角区分离的控制效果。结果表明:在激波/端壁附面层干涉下,该超声速压气机叶栅内存在大范围的激波诱导角区分离,角区分离使得该超声速叶栅存在强三维效应,二维叶栅中的单正激波变为"斜激波+正激波"结构,叶中吸力面尾缘开式分离变为闭式分离;端壁吸气可有效抑制该超声速叶栅的角区分离,吸气后近端壁区损失系数大幅降低,最优端壁吸气缝方案的起始点与亚声速压气机叶栅相同,但端壁吸气后叶中的双激波结构变为单正激波结构,叶中流动分离增大;端壁吹气也可有效抑制角区分离,其控制效果略优于端壁吸气,其原因是吹气缝处的静压高于吸气缝,对激波的增强作用弱于端壁吸气;与端壁吸气方案不同的是,最优端壁吹气缝方案的起始点位于叶片前缘。 相似文献