【摘 要】
：
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.
【机 构】
：
中国空气动力研究与发展中心,绵阳,621000 中国航天机电集团三院第三十一研究所,北京,1000
【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
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.
其他文献
本文针对可压缩湍流流动构建了一种动力的混合RANS/LES模式,模式中的RANS模式取Menter的k-ωSST模型,LES亚格子模型取一方程动力亚格子模型,两者通过一个与壁面相关的衔接函数连接.采用该方法对超声速后向台阶流动进行模拟,模拟结果再现了二维后向台阶剪切层的拟序结构,计算得到了统计平均的压力分布、回流区长度与实验结果相符较好.与定系数的一般混合RNAS/LES模拟结果相对比,动力混合R
本文综述了国内外喷流干扰加热的研究现状,建立了无喷、有喷、断续喷流情况下,喷流干扰热环境工程计算方法.给出了喷流穿透高度、分离区长度、平台压力和热流、峰值压力和热流等特征参量计算公式,并区分层流和湍流、矮突起物和长突起物等不同情况.对无喷情况,视喷口几何尺寸区分为深坑和浅坑两种情况,给出了喷口前、后沿热环境计算方法.考察了不同组合状态的干扰加热规律,得出了许多有价值的结论和建议.
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.