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801.
介绍了常规高超声速风洞增设加热器的必要性及不同类型加热器的优缺点,重点介绍了电预热金属蓄热式加热器的设计温度、内径、对流换热系数和蓄热长度等性能参数的计算方法。调试结果表明,加热器的所有性能参数均达到设计指标。 相似文献
802.
803.
高超声速尖锥边界层转捩数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:0
边界层转捩对高超声速飞行器气动力和热产生重要影响.通过联立求解Favré平均层流脉动能方程与Favré平均Navier-Stokes方程,开展了高马赫数条件下尖锥边界层转捩位置的数值预测研究.将数值计算结果与可用的实验结果进行对比,结果表明增大单位Reynolds数可使转捩提前发生,攻角效应可使迎风面转捩延迟,背风面转捩提前. 相似文献
804.
805.
两种湍流模型及其可压缩修正在高超压缩拐角中的评估(英文) 总被引:1,自引:0,他引:1
采用在高阶精度差分格式对SA湍流模型和SST湍流模型及相应的可压缩修正模型在高超拐角流中进行了评估。可压缩修正方式考虑了密度梯度、压力膨胀和湍流马赫数等方法。为了减小数值误差与模型误差之间的混淆,控制方程的对流项采用了5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5),粘性项采用了一种半结点/结点交错的4阶中心格式。通过对马赫数为9.22的15度拐角和34度拐角湍流的模拟,考察了原始湍流模型及其修正模型的效果。计算表明:原始SST模型对高超拐角湍流的预测比原始SA模型准确,这种准确主要体现在对分离区预测、再附点附近压力和热流峰值预测上。通过混合采用Catris和Shur等的方法对 SA模型进行可压缩修正可以大大改进模拟效果。在SST模型的可压缩修正方法中,Catris的修正方法最好;考虑压力膨胀修正后得到的分离区远远偏大,比本原始SST模型更差;考虑湍流马赫数的修正方法得到的分离区偏小。本文还给了部分低阶格式的计算结果,高阶格式与低阶格式相比,对分离区大小、再附点附近的压力和热流峰值等的预测准度有所改进。 相似文献
806.
SST湍流模型在高超声速绕流中的改进 总被引:2,自引:0,他引:2
为模拟高超声速湍流问题,对剪切应力输运(SST)湍流模型系数进行了修正。数值格式采用改进的总变差递减(TVD)格式,并对湍流模型的负值强制项进行了隐式处理。在此基础上计算了绕平板以及具有分离、再附、激波/边界层干扰等复杂流动结构的压缩拐角的高超声速流动。计算结果与试验数据及半经验公式的对比表明:SST湍流模型引入的雷诺剪切应力与湍动能之比为常数(Bradshaw数)在高超声速绕流中并不成立。Bradshaw数修正后的SST湍流模型与原模型相比,所计算的壁面压力、摩擦阻力和壁面热流分布更接近试验结果。 相似文献
807.
808.
809.
不同飞行工况下的某高超飞行器流道特征及气动力特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
对一种类似于X-43A飞行器的一体化构形进行了全三维数值仿真模拟,将前体下表面侧沿程静压分布的计算结果与实验结果进行了对比,二者吻合较好,表明数值模拟方法正确,结果可信.在此基础上研究了不同飞行工况下飞行器流道特征及气动力特性的变化.研究结果表明:①研究范围内来流马赫数的变化对全流道的流动结构和全机气动力特性有着一定影响,使得飞行器全机的升阻比略有下降;②随着飞行攻角的改变,全流道的流动结构和升力系数变化显著,而阻力系数的变化并不明显;③侧滑角导致了不对称的流动结构,但在本文的研究范围内其进气道以及全机的气动特性的不利影响并不明显. 相似文献
810.