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731.
将等离子体对中性气体的作用模型化为彻体力矢量,求解带源项的Navier-Stokes方程,数值模拟了等离子体激励器在NACA0015翼型大迎角下的分离控制效果,彻体力为净电荷在外加电场作用下的电场力.解拉普拉斯方程得到外加电场分布,等离子体中的净电荷分布由泊松方程给出.为了较好地模拟分离涡的发展,采用了雷诺平均与大涡模拟相结合的脱体涡模拟(Detached Eddy Simulation)方法.通过与实验结果对比,发现该模型能较好地模拟等离子体激励器的控制作用. 相似文献
732.
三维分离模式与开式分离研究 总被引:1,自引:0,他引:1
<正> 1.问题的提出 对三维分离的研究仅仅是近三十年的事,曾先后提出过多种分离模式。目前,为大家所应用的有两种模式。一种以Maskell为代表,他们认为分离线是其两侧极限流线的包络,通常称为包络模式。另一种以Lighthill为代表,他们认为分离线开始于鞍型奇点,结束于分离结点,分离线本身是一条流线,同时也是附近其它极限流线的渐近 相似文献
733.
给出了前缘后掠65°、双弧形剖面的细长梯形翼背风面流动显示结果。实验Mach数为1.10,1.53,2.53,3.01和4.01,攻角范围为5°~25°。应用蒸汽屏、纹影和油流技术拍摄了空间和表面流型照片。蒸汽屏显示表明:在机翼背风面三角形区域的空间流型随法向攻角αN(在垂直于前缘的平面内流速与弦线间的夹角)和法向Mach数MaN(来流Mach数在垂直于前缘平面内的分量)变化,并可在αN和MaN为坐标的平面上划分出7种流型存在的区域。侧缘区有侧缘分离涡形成;后缘有尾涡拖出。从纹影照片与横截面上的蒸汽屏照片对照可获得机翼锥面激波位置随Mach数的变化;以及激波-诱导分离线位置随Mach数和攻角变化曲线。机翼表面油流谱显示出了主再附线、二次分离线、二次再附线和侧缘涡区。显示出的流型与其他有关实验和数值计算结果比较符合得很好 相似文献
734.
735.
736.
737.
738.
为了研究磁流体动力学(Magnetohydrodynamics:MHD)加速边界层对激波-湍流边界层相互作用的影响,用高阶有限差分法求解了小磁雷诺数近似的MHD湍流方程。其中,无粘通量采用WENN格式离散、粘性通量采用Roe平均中心差分离散,时间采用半隐式推进,并采取追赶法求解。计算给出了湍流、电场、磁场和电导率等参数对边界层分离的影响,数值结果显示:在同样的逆压梯度下,湍流边界层分离能更快地趋于稳态流场,且分离区比层流小;通过施加洛仑兹力加速,边界层速度型面变得更加饱满、位移厚度减小、分离点和再附点向激波与固壁的交点靠近,分离区尺寸减小甚至最终被消除。 相似文献
739.
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
740.
襟翼吹吸气控制技术在二维多段翼型中应用的数值模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
飞机在增升装置打开的情况下,襟翼后缘流动分离严重,阻碍升力系数的增加,可以采取主动流动控制的方法控制分离,提高升力系数。本文利用FLUENT 6.3.26软件,针对某多段翼,在襟翼上翼面设置吹吸气孔,分别进行吹、吸气控制,通过改变流量和孔的位置,进行了襟翼上翼面吹、吸气流动控制对二维多段翼型升力性能影响的数值模拟。计算结果表明:应用吹、吸气技术均可获得更高的升力系数,且能延迟边界层的分离;不同的吹吸气孔流量、位置,对多段翼升力增量有不同程度的影响。 相似文献