【摘 要】
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湍流场中存在丰富的流动结构并体现在湍流边界层中.对这些流动结构的深刻理解有利于湍流计算模式的建立,为更有效地对流动施加控制提供信息.本文介绍了一种新的结构分类方法.该方法将湍流场中二维平面上的脉动结构归为五大类脉动结构,分别为"流向结构","展向结构","鞍点结构","正间歇结构"和"负间歇结构".应用此方法对槽道湍流的数值模拟结果的分析,再现了离壁面不同距离的平面上湍流结构的变化.根据各类结构空
【机 构】
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湍流与复杂系统国家重点实验室(北京大学),北京,100871 北京应用物理与计算数学研究所,北京,
【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
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湍流场中存在丰富的流动结构并体现在湍流边界层中.对这些流动结构的深刻理解有利于湍流计算模式的建立,为更有效地对流动施加控制提供信息.本文介绍了一种新的结构分类方法.该方法将湍流场中二维平面上的脉动结构归为五大类脉动结构,分别为"流向结构","展向结构","鞍点结构","正间歇结构"和"负间歇结构".应用此方法对槽道湍流的数值模拟结果的分析,再现了离壁面不同距离的平面上湍流结构的变化.根据各类结构空间分布的统计结果,我们对不同区域内条带的长度进行了估算,得到了条带结构的空间尺度随空间位置的变化趋势.
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对Ma=0.5三维空间发展超声速平面自由剪切层内三维T-S波的发展进行直接数值模拟.采用时空三阶改进MacCormack格式,差分求解可压缩扰动Navier-Stokes方程,直接数值模拟入口基频谐波扰动和基频亚谐波扰动的非线性演化特征,得到了超声速剪切层内C型和K型三维扰动波的特征结构.通过二维涡对并过程抑制超声速剪切层内C型和K型三维扰动波的发展,推迟剪切层内三维结构的快速发展,控制剪切层的三
在超声速和高超声速流动中,对物面热流和摩阻的准确预测将对飞行器十分关键.介绍了CFD方法采用的控制方程、湍流模型、近似转捩公式以及湍流的壁面函数边界条件;以及采用的数值方法.在此基础上对超声速层流流动和湍流流动中物面的摩擦阻力和热流进行了验证,并且考察了CFD工具在使用壁面函数边界条件后在湍流计算中的网格无关性能力.并针对设计的一种高超声速飞行器进行了气动力和气动热的数值模拟.
为了获得超声速流场中凹腔火焰稳定器附近的火焰结构,应用平面激光诱导荧光(PLIF)技术拍摄了凹腔附近的氢氧基(OH)的PLIF图像,通过沿流向和横向的OH-PLIF图像可获得三维火焰结构.同时为研究流场中燃料的分布情况,以丙酮蒸气为示踪剂,应用PLIF技术拍摄了不燃烧情况下的丙酮PLIF图像.由PLIF图像发现,火焰在凹腔前部就开始往外传播,凹腔附近的燃烧主要分为凹腔内部较为稳定的燃烧和凹腔外部强
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
本文介绍了在气动中心高速所0.6m×0.6m风洞中开展的超声速弹舱流场气动声学特性研究情况.试验Ma数范围为1.19～1.783,模型迎角0°,模型长深比范围6.0～15,宽深比为5.6.试验结果表明:对于开式的弹舱流动,弹舱内存在多个强烈的噪声峰值,这些峰值将诱发结构振动,导致结构疲劳;对于闭式的弹舱流动而言,弹舱内没有大的噪声峰值.
为了研究多个喷流喷管对导弹控制力的干扰影响,本文通过数值求解N-S方程来模拟超声速外流场中横向喷流的干扰流场,采用分块对接网格和"O"型网格技术,精确模拟喷口截面及弹翼形状,生成高质量的贴体计算网格.通过对多种喷管控制组合的超声速横向喷流干扰流场的数值模拟,研究和分析了喷口附近流场的涡系结构和波系结构,并将喷管几种排列组合对导弹喷流干扰力放大因子的影响进行了分析研究,得出一些多喷流干扰的结论.
应用非结构网格N-S方程数值模拟技术研究了超临界机翼民机全模型腹撑支臂位于模型腹部的前位、后位支撑位置以及后位支撑条件下腹撑支臂不同支撑角度的支臂干扰,分析计算结果从而为民机模型试验腹支撑方式位置选择及支臂角度选择提供参考依据.
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