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本文提出了一种合理反映扰动模态和可压缩性影响的转捩模式.它以Menter的SST模式为基础,在有效黏性系数的模拟中考虑了不稳定扰动波的影响.本文分别选择亚声速、超声速和高超声速条件下的典型算例来验证模式.计算结果表明,本文模式具有较好的性能和较宽的应用范围.
高超声速边界层转捩的模式研究
【摘 要】
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本文提出了一种合理反映扰动模态和可压缩性影响的转捩模式.它以Menter的SST模式为基础,在有效黏性系数的模拟中考虑了不稳定扰动波的影响.本文分别选择亚声速、超声速和高超声速条件下的典型算例来验证模式.计算结果表明,本文模式具有较好的性能和较宽的应用范围.
【机 构】
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清华大学,航天航空学院,北京,100084
【出 处】
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中国第一届近代空气动力学与气动热力学会议
【发表日期】
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2006年11期
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本文利用弹簧近似和网格局部重构相结合的非结构动网格技术,耦合求解Euler方程及6DOF弹道方程,时间方向采用四步Runge-Kutta方法,空间方向采用改进Barth和Jespersen通量限制器的通量矢量分裂方法,针对稠密大气层内、超声速飞行状态下、内部有冲压发动机的火箭抛罩问题进行了分离过程的多体动力学系统仿真研究,提出安全分离条件.通过对两片对开头罩、两片对开修形头罩、四片头罩三种分离设计
本文采用一维优化、二维设计、三维评估的设计方法,对Ma=6、30 km高度飞行的三楔四波系超燃冲压发动机进气道进行了设计研究.在理论设计过程中,根据一维优化结果提出了超燃进气道的工程设计约束,同时在二维、三维设计中考虑了进气道内部流动的黏性及湍流影响,并在常规高超声速风洞对最终设计方案进行了试验验证.本文还提出了一种应用于超燃进气道的新型人工转捩装置,取得了很好的试验效果.通过对设计结果和风洞试验
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