【摘 要】
:
激波与非匀质界面相互作用所产生的斜压效应会导致物质界面发展扭曲,进而形成湍流混合.这种流动形态被称为RM不稳定现象,在惯性核约束聚变,超新星爆炸以及超声速燃烧流动中广泛存在.文章首先通过大涡模拟(LES)的方法数值模拟了前人的实验研究从而验证程序的有效性,对激波和单个气泡相互作用后的流场细节进行分析,得到界面发展的流场特征.其次通过该程序模拟了多个气泡的排列方式对流场结构演化的影响,发现气泡排列方
【机 构】
:
上海交通大学航空航天学院,上海200240
论文部分内容阅读
激波与非匀质界面相互作用所产生的斜压效应会导致物质界面发展扭曲,进而形成湍流混合.这种流动形态被称为RM不稳定现象,在惯性核约束聚变,超新星爆炸以及超声速燃烧流动中广泛存在.文章首先通过大涡模拟(LES)的方法数值模拟了前人的实验研究从而验证程序的有效性,对激波和单个气泡相互作用后的流场细节进行分析,得到界面发展的流场特征.其次通过该程序模拟了多个气泡的排列方式对流场结构演化的影响,发现气泡排列方式对流场演化的影响非常大.当气泡上下排列时,激波作用过后上下气泡相邻的界面被相互挤压,从而比单个气泡更慢形成明显的涡对,而且会出现一部分气泡气体被挤压排至涡对上游;对于左右并排的气泡而言,激波作用过后,由于前后气泡距离较近,从而先受到激波作用的气泡会打到前面气泡,从而出现短暂的湍流流场形态,随着流场的发展,涡对开始显现,并且出现与激波和单个气泡相类似的流场形态.通过拉格朗日的方法(Lagrangian Coherent Structures)可以很好的捕捉流场的细节,并且预测之后流场发展的形态.这些数值结果有助于更深入地理解RM不稳定现象,并为工程实践出理论基础与依据.
其他文献
中国科学院力学研究所复现飞行条件高超声速激波风洞JF12的落成突破了毫秒级试验时间的瓶颈,有效试验时间超过l00ms.因此,对于JF12长试验时间激波风洞的测力试验,基于应变天平技术较为成熟、结构简单等优点,考虑采用传统的应变计天平.但是,激波风洞来流冲击所带来的惯性力干扰导致天平测力系统产生低频振动,传统内置应变天平的结构刚度很难保证信号有足够的处理周期,这大大限制了激波风洞瞬态测力模型的尺寸和
为研究圆盘结构下旋转爆震燃烧室内的增压特性,以2H2+O2+3.76N2为反应混合物,开展该结构下的二维数值研究.得到了两种典型的流场结构,详细分析了燃烧室内的总压分布情况,研究了不同喷注总压和外界反压对出口增压比的影响.结果表明,两种流场结构的总压分布呈现两种不同的特征,但两种流场中的总压均大于喷注总压.总压值在旋转爆震波附近急剧上升到最大值,在反射激波面附近也存在总压陡升,但峰值较小,说明反射
本文针对高超声速流动下三维非对称垂直相交双楔产生的激波/激波相互作用进行了研究.首先介绍了将三维定常问题转换为二维非定常问题的理论分析方法,将激波动力学与极曲线分析结合,建立了求解三维非对称激波/激波相互作用的途径.理论分析结果与数值模拟结果作了对比,从而验证了理论方法的有效性.在理论分析和数值模拟的基础上,考虑了非对称性(楔角,掠角)对波系结构位置和三波点附近流场区域的影响.由于楔角非对称性引起
采用氢氧7组分8步基元反应简化模型,忽略黏性、热传导和扩散等输运效应,对非预混喷注结构的氢气/空气为旋转爆震发动机进行了三维数值模拟,分析了燃料与氧化剂的混合过程对流场结构的影响,计算结果与理想喷注结构进行了对比,并分析了入流参数对发动机工作过程的影响.研究结果表明,燃料与氧化剂的掺混沿轴向逐渐均匀,燃烧室头部由于混合效果不佳存在一块低温区,爆震参数相比理想喷注结构计算结果有所降低,发动机推进性能
采用激波极线和数值模拟方法对考虑热化学非平衡效应下双楔绕流V型激波-激波干扰规则波系结构与马赫反射波系结构之间的转变进行研究.通过非平衡激波极线方法,根据Detachment准则和yon Neumann准则从理论上得到了V类型激波规则反射与马赫反射转变的临界角度;通过二维无粘数值模拟,考察了V类型激波规则反射与马赫反射相互转变波系变化过程.激波极线分析与数值模拟所得到的规则反射与马赫反射相互转变临
针对高超声速来流条件下悬臂梁燃料喷注过程开展了数值仿真研究.首先,在约束来流条件和全局当量比条件下,对模型几何尺寸和喷注气动参数进行选取.其次,利用商用软件对简化模型流场特性进行数值模拟计算,结果表明:不同喷注角度条件下,喷注角度α=12°为提高掺混效率和降低总压损失的优选方案;不同喷注气动参数条件下,增大对流马赫数Mac,使得近场区域内燃料/空气掺混效率呈下降趋势,在一定程度上降低了燃料/空气发
针对升力体腹部进气高超声速进气道开展了强制转捩装置的设计与加工,并开展了进气道在超声速来流下的起动性能研究.所研究的进气道为二元多波系混压式进气道,由前体外压缩、矩形截面内压缩、隔离段组成,总长度约为450mm,喉道高度10mm,总收缩比为6.0,设计马赫数为Ma6,起动马赫数为Ma4:强制转捩装置采用钻石型颗粒组合,安装位置在进气道的前体中前部;试验通过压力分布和纹影拍摄等判断进气道的自起动能力
液滴在高速气流破碎过程中,初期的变形形态对后期破碎过程及液雾粒径分布有直接的影响.不同来流条件下,液滴背风面存在数量与发展规模各异的环状凸起,使液滴整体呈现出不同的形态.已有研究将其归结为分离流动在液滴表面的压力与剪切共同作用的结果,但其内在机理与随参数变化的规律尚不明晰.本文通过数值模拟方法,对激波诱导气流中液滴背风面的分离形成、发展与稳定的流动细节和过程进行研究,并探讨流动对液滴早期变形的影响
依据激波动力学提出一种新的实验方案,通过开展相关实验,由激波管破膜产生的平面激波生成圆柱面激波并实现圆柱面激波均匀汇聚诱导点火,借助高速纹影、烟迹等实验手段对流场进行观察记录.实验结果显示,对于圆柱面激波汇聚点火,当选取一定汇聚扇角(8°),可以观察到点火在汇聚激波波后一定距离处发生.点火发生后火焰在往汇聚激波运动相反方向传播一段时间后其前缘出现前导激波.在前导激波形成后,横向声学振荡与能量释放同
对不同几何构型下典型二元高超声速进气道的加速起动过程开展了数值仿真,数值模拟结果显示:外压缩部分及唇罩压缩角一定时,不同内收缩比进气道的加速起动过程中流场结构及进气道性能参数变化规律存在较大差异.内收缩比较小的进气道构型,其加速起动过程中进气道性能参数会出现二次阶跃现象.对应的临界起动状态下,分离激波被吞入唇口内部.初步的分析表明:二次阶跃现象与不起动分离包的自持特性有关,分离包的自持特性主要受进