交变波瓣喷管高效掺混机理

结合现有交变波瓣的特点对基准波瓣喷管进行处理,设计了一种新型波瓣喷管——剑形深波谷交变波瓣喷管。采用数值方法对基准波瓣喷管、平端面交变波瓣喷管、斜切交变波瓣喷管、剑形深波谷交变波瓣喷管、斜切交变波瓣喷管扇形处理的射流掺混进行模拟,研究了交变波瓣喷管高效掺混的机理。结果表明,交变波瓣喷管除了深、浅波谷之间的尾流区和较小的核心区代替了基准波瓣喷管较大的核心区以外,在侧壁尾流区产生更饱满的流向涡,以及深波谷端次流前锋的刺入或在深波谷端产生流向涡,都对提高掺混效率起重要作用。交变波瓣喷管射流掺混中横向流动程度越大造成的流动损失越大,其关系为初始流向涡量每增加0.1,总压恢复系数将减小0.0001。     

引射混合器内流场的数值分析

计算了以波瓣为主喷管的三维引射掺混流场；分析了包括复杂型面和引射二次流在内的边界条件处理；再现了流向涡的产生，计算结果与实验结果作了对比分析，吻合程度较好。     

降雨条件下飞机尾涡演化数值模拟研究

降雨作为一种气象条件,与飞机尾涡相互作用,改变自身与尾涡的动力学特性.高强度的尾涡导致后机难以着陆、复飞甚至坠机等后果,因此尾涡的演化进程对评估后机的飞行安全有重要意义.为了分析尾涡与降雨的相互干扰,基于欧拉-欧拉多相流模型,研究了降雨条件下的尾涡演化特性.对于多相流模型中的空气相模拟,采用大涡模拟湍流模型,雨相通过两...     

考虑湍流影响的前缘分离涡运动与破碎特性的研究

本文以Ｎ－Ｓ方程和Ｈａｌｌ涡核模型假设为基础，导出了描述湍流的涡核运动方程。利用差分计算方法，对三角翼前缘分离涡运动及其破碎特性进行了数值求解，分析了涡核流场的结构和各物理量的变化特性，反映了三角翼前缘分离涡运动及其破碎特性的实质，说明了湍流涡核方程能更有地模拟三角翼前缘分离涡运动和准确地确定涡核破碎位置，并得出了攻钐雷诺数对破碎位置的影响，计算结果与实验数据十分吻合。     

马蹄形等离子体激励器强化气膜冷却效率机理

为揭示马蹄形等离子体激励器产生的等离子体气动激励提高气膜冷却效率的机理,选取常规圆形气膜孔冷却结构进行了数值模拟比较.结果表明:马蹄形等离子体激励器产生的等离子体气动激励效果可以使射流具有展向扩张能力,肾形涡对的大小及强度得到显著改变,同时受等离子体气动激励产生的下拉诱导和水平加速效果影响,射流贴壁性及覆盖区域大大提高,冷却效率得到强化;相对于圆形气膜孔冷却效果,马蹄形介质阻挡放电气膜冷却结构在吹风比为0.5,1.0和1.5时,冷却效率值相差最大处分别提高了165%,148%和500%.      

头部钝度对大迎角非对称多涡流动特性的影响

在西北工业大学NF 3风洞通过表面测压和物面油流实验以及在北京航空航天大学1.2m水洞利用染色线显示和激光片光技术,对尖头和钝头拱形细长体大迎角绕流结构和气动特性进行了研究。结果表明,尖头拱形细长体在大迎角下(45°≤α≤60°)表现出非对称多涡的复杂涡系流动现象,相应的截面侧向力CZ沿轴向呈现出类似正弦曲线形式的减幅振荡,并且侧向力幅值较大(1相似文献   

旋成体导弹小展弦比舵面大偏度对称状态下非对称流动机理

针对跨声速条件下,小展弦比截尖三角翼尾舵的旋成体导弹在小迎角、零侧滑、大舵偏对称状态下呈现出的非对称流动现象,本文首次对其进行了分析研究。首先,通过一系列测力试验、表面油流试验及粒子图像测速（PIV）试验对该非对称流动现象进行了精准捕捉,并对其产生的原因进行了分析。然后,基于已获得的试验数据及流场观测结果,借助数值模拟方法对所述非对称流动的细节、拓扑结构、空间形态及舵面压力分布等问题做了深入研究,并进行了详细讨论。结果表明：旋成体导弹小展弦比舵面大偏度对称偏转时,舵面前缘产生的翼尖涡会因舵面相距较近而相互干扰,促使翼尖涡沿流向非对称发展,使得舵面压力分布不均,最终导致非对称流动和较大横向量的产生,影响导弹的气动性能。     

涡轮叶栅冷气掺混数值模拟方法

采用具有三阶精度TVD性质的有限差分格式、自由型曲面网格生成技术以及分区网格算法,对某型涡轮叶栅进行了任意数目冷气孔的薄膜冷却全三维N-S方程数值求解,较为详细的阐述了冷气掺混流场中卵型涡的发展规律。结果表明,本文所开发的求解系统能够较好的实现任意分区的流场求解,对涡轮叶栅中冷气喷射流场的描述是合理的。      

球柱三维分离及涡流的数值模拟

对三维可压非定常Ｎ－Ｓ方程进行有限体积中心离散,并用Ｒｕｎｇｅ－Ｋｕｔａ显式格式进行数值求解。数值模拟了球柱分离及涡流的形态结构,给出了具有激波、边界层、大分离区、涡流及其间相互干扰的复杂流型