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为给高超声速再入尾迹亚密湍流雷达散射分析提供所需的脉动背景场参数 ,本文提出计算非平衡再入湍流尾迹脉动等离子体场的理论方法。在研究高超声速尾迹流动特征的基础上 ,推导、使用包括化学组份浓度脉动强度的k ε g湍流模型 ,用以封闭高超声速尾迹雷诺平均控制方程 ,并用全隐式有限差分求解。以M∞ =2 1 .2 6、Re∞D =1 .33× 1 0 6的小钝锥体流动为例 ,得到的结果说明 :流场的流向和径向参数分布合理 ;在转捩点后较近距离内湍流脉动影响较大 ,随着向下游流动脉动影响迅速减弱 ;本文计算尾迹湍流脉动等离子体场的方法是可行的 相似文献
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用基于控制体的有限差分方法对一排射流横向喷入管流的流场进行了数值分析,以建立流场温度分布和上游流动条件及几何参数的关系,可变的参数包括:喷嘴直径,喷嘴数,圆柱管半径,射流与主流的体积流量比,温度比和动压比,结果发现,动压比,喷嘴个数和喷嘴间距是三个重要变量,通过对模拟结果的函数拟合,发现射流喷射深度与动压比除以喷嘴数的平方之间的关系可用一个对数函数很好地描述,给出了适用最佳混合的喷射深度和喷嘴间距,提出了可用于结构实设计的程序。 相似文献
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针对类X-51A飞行器在超声速大迎角状态下存在的大范围非定常分离流动,开展了精细化湍流数值模拟研究。计算基于高阶格式下的延迟分离涡模拟方法(DDES),来流马赫数为2.5,迎角为10°。分析了该复杂流场中存在的分离流动现象、分离流动诱导的气动特性变化规律以及压力脉动特点;其中重点研究了壁面压力脉动强度分布情况和监测点压力脉动频谱特性。分析结果表明:飞行器大迎角飞行时从侧缘诱导出明显的分离涡,并对尾部舵面产生干扰;受干扰尾舵表现出明显的非线性及非定常气动特性;分离涡的存在导致飞行器尾舵前缘等位置的壁面压力脉动显著增强,200~300 Hz的低频高幅值脉动可能会导致结构破坏。 相似文献
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波动是无碰撞等离子体中能量重新分配的重要途径。对波动的研究有助于更准确地认识太阳风与火星的相互作用,认识火星空间环境的特征。介绍了火星空间中常见的几种磁场低频波动,包括离子回旋波(Ion-CyclotronWave,ICW)、磁流体动力学(MagnetoHydro Dynamic,MHD)波、镜像模波、哨声波以及磁场锯齿状波动,总结了这几类波动的特征和可能的形成机制,说明不同种类的波动所反映的不同的物理过程。由于波粒相互作用在火星离子逃逸的过程中起到了重要作用,波动可影响火星环境的演化。 相似文献
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基于火焰面模型的超声速燃烧混合LES/RANS模拟 总被引:2,自引:5,他引:2
为了明晰超燃冲压发动机燃烧室内部燃烧过程的细节,建立了超声速湍流燃烧稳态火焰面亚格子模型,并采用混合LES/RANS方法对氢燃料超燃冲压发动机进行算例验证.控制方程对流项用五阶精度WENO格式离散,时间方向采用二阶Runge-Kutta方法.研究表明:(1)冷流流场中燃料分布与大尺度结构分布相似,说明混合过程受大涡控制;(2)燃烧流场中涡的尺寸明显变大,且仅存在于火焰面上,另外温度分布和主要生成物分布与涡量云图基本相同,说明燃烧过程也由大涡控制;(3)时均计算结果与实验阴影基本符合,速度剖面和温度剖面与实验测量值定性一致,说明本文的数值模拟方法和燃烧模型可以较好地描述和预测超声速流动燃烧过程. 相似文献
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Gao-Yong理性湍流方程 总被引:1,自引:1,他引:1
对近十年来Gao-Yong理性湍流方程的研究进行综述,给出矢量形式的可压湍流封闭方程组的推导过程。侧偏统计平均保留了湍流脉动量的一阶统计信息,在引入加权漂移速度对称性及正交各向异性后,导出了漂移流的连续方程、动量方程及机械能方程,最后依据湍流物理的唯象论,使用动量传输链概念模化封闭了整个方程组。方程组不含任何经验系数,不使用壁面函数,保留了NS方程的均化的非线性特性。其级数形式的能量方程与非线性现象多尺度层次现象相对应,具备了描述湍流统计平均流动及拟序结构流动的双重功能。已进行了大量算例验证,验证结果证明了Gao-Yong湍流方程对广泛范围的复杂湍流问题的适定性。 相似文献