【摘 要】
：
通过时间模式的直接数值模拟得到来流马赫数为4.5的充分发展平板湍流边界层的流场数据库.采用实验研究中常用的检测方法对此流场进行相干结构检测,发现超声速湍流边界层近壁区同样存在相干结构,不同方法检测到的是不同的东西,其中用Mu-level法和第二象限法检测到的是和准流向涡伴生的低速条纹,而VITA法检测到的是涡本身.
【机 构】
：
天津大学,力学系,天津,300072
【出 处】
：
中国第一届近代空气动力学与气动热力学会议
论文部分内容阅读
通过时间模式的直接数值模拟得到来流马赫数为4.5的充分发展平板湍流边界层的流场数据库.采用实验研究中常用的检测方法对此流场进行相干结构检测,发现超声速湍流边界层近壁区同样存在相干结构,不同方法检测到的是不同的东西,其中用Mu-level法和第二象限法检测到的是和准流向涡伴生的低速条纹,而VITA法检测到的是涡本身.
其他文献
实现了四种自适应探测器:基于速度梯度的尾流探测器、基于总压比的激波探测器、基于熵的涡探测器、基于速度梯度张量特征值分析的涡探测器.利用尾流探测器,实现了RAE2822翼型尾流区域附近的网格自动加密.通过比较速度梯度自适应加密前后的网格,说明基于速度梯度的尾流探测器能够较好地捕捉尾流区域.利用激波探测器,实现了ONERA M6机翼激波区域附近的网格自动加密.通过比较总压比探测器自适应加密前后的网格,
通过对高黏度SiO2材料的烧蚀及传热分析,建立了硅基材料的固体层-液体层的耦合烧蚀计算方法.给出了材料烧蚀过程中烧蚀速度、液层厚度、液层温度及固体温度的表达式及求解方法,并把计算结果与电弧加热器平板烧蚀试验的液层厚度分布及烧蚀量的精确测量结果进行了对比.结果表明,新模型的液层厚度及烧蚀量与实验结果符合很好.
本文首先对线性迎风紧致格式进行了非线性激波捕捉处理,得到了能光滑捕捉流场间断的格式.然后通过求解可压流动的N-S方程,模拟了超声速流动中激波碰撞加热问题,球头绕流问题和一个复杂飞行器绕流问题,表明该非线性紧致格式在热流计算、流场细小结构刻画的方面具有较好的性能,初步体现了紧致格式的航空航天工程应用前景.
红外窗口是红外自动寻的导弹等高超声速飞行器的重要部件,本文针对球锥外形,红外窗口采用外冷方式的气动光学传输效应进行了数值模拟研究,结果表明,外流场对光传输的影响是显著的,加入冷源强度越大,对光传输的影响就越剧烈,本文结果可以对红外窗口布置、冷却方式选择、以及光学补偿方面提供参考.
本文利用数值模拟的方法,研究了再入条件下,钝头体边界层中一种新的失稳机制.这种返回舱头部防热壳上的边界层失稳机制无法用线性稳定性理论解释.因为,根据线性稳定性理论,该边界层对所有单频波的扰动都是稳定的.但在同样的条件下,无论是风洞实验还是自由飞实验都出现了湍流.最近的研究工作表明,流动中存在着一种与局部有限幅值扰动相关的失稳机制.它与常规的T-S波或二次失稳的过程不同.本文数值模拟了受空间模式的局
返回舱(钝物体)外形在跨声速、大攻角状态下,由非定常数值计算、风洞自由飞实验、弹道靶自由飞给出的俯仰角θ(等于或近似于攻角)的时间观测值[θi,ti]i=0.1…,N,经非线性模式的气动参数识别,给出了气动俯仰力矩刚度项对俯仰角θ非线性三次幂的解析表达式.数值模拟与两种(风洞、弹道靶自由飞)满足运动动力学模拟相似的地面风洞实验的结果均表明:在宏观雷同的条件下,非线性三次项的俯仰力矩一攻角曲线(气动
火箭发射方案论证过程中,由于燃气物性复杂,箭体及发射车设备几何形状复杂,通常借助通用CFD全三维仿真手段研究发射燃气动力学基本规律.发射燃气动力学全三维仿真结果指导工程设计,但其可信度需要相应的实物试验验证支持,为此,本文首先提出了利用喷流缩比试验验证发射燃气动力学全三维结果的思路.在总结发射燃气动力学全三维仿真经验基础上,提出了适合工程应用的燃气喷流缩比试验相似理论,该相似理论的主要贡献是提出了
超声速下栅格之间的波系反射是影响栅格翼气动特性的一个重要问题,本文采用风洞实验的方法,研究了马赫数2.0094条件下栅格之间波系反射随攻角、格宽翼弦比的变化,并分析了这些参数对栅格翼升阻比特性的影响.
针对双凹槽和预燃室结构,在完成冷态流场计算的基础上,进一步开展了对燃烧流动的数值模拟.结果表明,对于如凹槽此类的内流燃烧流动,由于存在大量的放热现象,在二维流动时易发生"热壅塞",因此不能用二维情形代替三维流动,必须对三维流动进行真实模拟,这点与冷态流动有明显区别;预燃室的高温燃气有助于燃料与空气的混合燃烧,这种思路具有较大的实用价值,可以部分解决燃料不易加热的难题,从而提高混合和燃烧效率.
采取摄动法,配合高精度紧致格式,对小攻角超声速尖锥边界层流场进行了直接数值模拟,分别研究了迎风面与背风面附近的二维与三维T-S波扰动的演化特征,并与零攻角情况进行了比较.