【摘 要】
：
本文是在高马赫数,高雷诺数的可压缩各向同性湍流中通过直接数值模拟的方法研究螺度对湍流噪声的影响.计算采用高阶紧致和WENO的混合格式,引入超粘模型,这样的计算方法有助于
【机 构】
：
中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室,北京市海淀区100190;中国科学院大学工程科学学院,北京,100049
【出 处】
：
高温气体动力学国家重点实验室2017年度夏季学术研讨会
论文部分内容阅读
本文是在高马赫数,高雷诺数的可压缩各向同性湍流中通过直接数值模拟的方法研究螺度对湍流噪声的影响.计算采用高阶紧致和WENO的混合格式,引入超粘模型,这样的计算方法有助于压制计算发散,并且能够成功计算高马赫数的各向同性湍流.计算过程中人工注入能量和螺度,计算经过一段时间后流场不但不衰减反而达到相对平稳的状态,便于做时间方向的统计分析.本文以1283网格计算结果为例,分析螺度对平稳态下流场的能谱的影响,初步得出高螺度可使能量向高波数,可压缩方向转移的结论,与经典Kolmogorov-5/3率吻合良好;分析度量螺度对流场压缩性的影响,得出高螺度可使得流场的压缩性变强,流场中出现的激波更多的结论;分析螺度对可压缩湍流中噪声的影响,利用经典的Lighthill声比拟理论,计算流场的脉动声压和声强,得出高螺度可使得各向同性湍流噪声变强的结论.并进一步分析,可压缩湍流中螺度对湍流积分尺度,Kolomogorov尺度的影响等.
其他文献
高压捕获翼构型是针对高超声速飞行器大容积、高升力和高升阻比的设计需求而提出,是一种新型的气动布局概念.大量的数值算例己经说明了高压捕获翼的有效性,为进一步验证高压
随航天发展到新阶段,对于新型卫星推进技术的需求日益强烈,其中推力在牛顿以下的微小推力器是研究重点.推力、脉冲冲量的大小是推力器的最重要指标,为此需要研究微小推力测试
高压捕获翼是一种合理利用机体和上置翼(捕获翼)间的耦合关系来提高飞行器升力,进而大幅提高升阻比的高速飞行器新概念构型.目前己应用二维楔形流理论进行了理论分析,用CFD进
本文使用H2O2/石蜡基燃料作为固液混合发动机推进剂,通过地面点火测试系统,对包括固体推进剂成分和主燃烧室尺寸对发动机性能的影响开展了实验研究.研究发现,对固体推进剂燃
本文基于乙烯简化机理和FGM方法的部分预混燃烧火焰面模型,通过大涡模拟方法对乙烯在超声速燃烧室内的横向射流点火和火焰传播过程进行了非定常数值模拟,通过高速摄影获得的C
This paper proposes a boundary layer based optimization method to improve the aerodynamic performance of the waverider under the condition of strong viscous
本文采用直接数值模拟的方法对带有燃烧及不带有燃烧的超声速圆湍射流进行数值研究,基于射流出口直径和射流速度的雷诺数为22000,射流马赫数为1,2,计算化学反应时采用LI的9组
高超声速飞行器头部激波层内往往发生复杂的热化学非平衡变化,一方面改变激波层的厚度(由激波脱体距离来表征),另一方面影响飞行器的气动性能.这种热化学非平衡变化与激波脱
边界层转捩是高超声速飞行器设计过程中一个极为重要的问题。在JF8A激波风洞M=6.4流场中,对连续压缩曲面前体模型开展了测热试验,确定了斜坡型和钻石型两种强制转捩装置的转
燃冲压发动机内的迟滞现象已经被实验观察到并吸引了越来越多学者的兴趣,但它的形成机理却尚不明确.本文的工作致力于明确超声速内流流动中出现迟滞的条件以及探索其形成机理