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高超飞行器热化学非平衡及稀薄滑移流动模拟 被引量：1
1
作者 李鹏 陈坚强 +3 位作者 丁明松 梅杰 江涛 董维中 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第11期3391-3401,共11页
稀薄滑移效应对高超飞行器气动特性产生重要影响。基于HyFLOW软件构建适用于热化学非平衡流动模拟的速度滑移和温度滑移边界条件,同时分别选取猎户座(Orion)飞船返回舱、OREX试验飞行器及类“哥伦比亚号”(OV102)航天飞机等典型高超飞行... 稀薄滑移效应对高超飞行器气动特性产生重要影响。基于HyFLOW软件构建适用于热化学非平衡流动模拟的速度滑移和温度滑移边界条件,同时分别选取猎户座(Orion)飞船返回舱、OREX试验飞行器及类“哥伦比亚号”(OV102)航天飞机等典型高超飞行器,开展稀薄滑移流动模拟及其相关气动特性预测分析。研究表明:HyFLOW软件的稀薄滑移边界模型计算可靠,在预测热化学非平衡及稀薄滑移耦合效应相关的气动力、气动热特性方面具有较高的计算精度,能够满足工程复杂外形的仿真应用需求;稀薄滑移效应可显著降低热流峰值和减小热流峰值分布区域大小,相比于无滑移条件,其在类OV102航天飞机外形中预测的头部热流峰值最大降低了约45%,机翼前缘热流峰值最大降低了约20%。 展开更多
关键词 高超声速 热化学非平衡 HyFLOW软件 稀薄滑移 航天飞机
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高速升力体非对称流向涡不稳定性研究
2
作者 张彬 李晓虎 +1 位作者 涂国华 陈坚强 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第2期75-85,I0002,共12页
高速飞行器实际飞行时存在非对称流动,为加深对非对称三维流场结构失稳机制的认识,采用二维全局稳定性分析方法对高速转捩研究飞行器(HyTRV)腰部非对称流向涡结构的稳定性特征进行了研究。模型长度为1600 mm,攻角为0º,来流马赫数... 高速飞行器实际飞行时存在非对称流动,为加深对非对称三维流场结构失稳机制的认识,采用二维全局稳定性分析方法对高速转捩研究飞行器(HyTRV)腰部非对称流向涡结构的稳定性特征进行了研究。模型长度为1600 mm,攻角为0º,来流马赫数为6,单位雷诺数为1.0×10^(7)/m,静温为79 K。采用等温壁面(300 K)条件,通过高阶精度有限差分方法直接求解N-S方程获得层流基本流场。计算结果表明:升力体上表面顶部及下表面长轴处的低速流体向腰部汇聚,形成非对称流向涡,其中靠近下表面一侧的涡卷曲程度更强。稳定性分析结果表明,升力体腰部非对称流向涡的不稳定模态主要有内模态、外模态和Mack模态,内模态主要由展向速度剪切主导,外模态主要由法向速度剪切主导。不同于传统对称流向涡的是,非对称流向涡的扰动形函数主要分布在流向涡卷曲更强的一侧。基于全局稳定性分析的e^(N)方法求解不稳定模态的N值发现:上游Mack模态N值较大,可能在噪声环境下引起转捩;下游外模态N值较大,可能在静声环境下引起转捩。 展开更多
关键词 HyTRV 升力体 全局稳定性分析 非对称流向涡 e^(N)
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有攻角圆锥边界层横流失稳分析
3
作者 刘姝怡 陈曦 +2 位作者 万兵兵 陈坚强 黄刚雷 《空气动力学学报》 北大核心 2025年第2期86-95,I0002,共11页
横流失稳是复杂三维边界层转捩的主要机制之一。针对马赫数6条件下常规风洞实验工况的6°攻角尖锥边界层,利用二维全局稳定性分析(two-dimensional global stability analysis,BiGlobal)方法和面推进抛物化稳定性方程(threedimensio... 横流失稳是复杂三维边界层转捩的主要机制之一。针对马赫数6条件下常规风洞实验工况的6°攻角尖锥边界层,利用二维全局稳定性分析(two-dimensional global stability analysis,BiGlobal)方法和面推进抛物化稳定性方程(threedimensional parabolized stability equations,PSE3D)从多维稳定性分析的角度开展了横流失稳分析,并与一维线性稳定性理论(linear stability theory,LST)和直接数值模拟(direct numerical simulation,DNS)结果进行对比。结果显示,横流模态主要分布在背风面,但随着幅值的增长,模态扰动仍可显著影响迎风面区域;非定常横流模态比准定常横流模态更不稳定,且波角更小;相较于BiGlobal,基于PSE3D得到的N值略低,但两者主频相近,表明非平行效应削弱了横流扰动的增长,但并不改变扰动主频;基于LST的N值远大于全局稳定性分析得到的N值,一方面体现了两种方法对扰动增长定义的差异,另一方面也反映了三维效应的影响,因此不同的稳定性分析方法对确定转捩的N值影响显著。 展开更多
关键词 边界层转捩 横流失稳 稳定性分析 有攻角圆锥
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高超声速边界层转捩研究现状与发展趋势 被引量：107
4
作者 陈坚强 涂国华 +3 位作者 张毅锋 徐国亮 袁先旭 陈诚 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2017年第3期311-337,共27页
高超声速飞行器边界层容易经历层流/湍流转捩,层流流动和湍流流动在摩擦阻力、热交换、噪声和掺混等方面有巨大差别,转捩问题已成为制约高超声速技术突破的基础科学问题之一,是当前国际学术研究的热点与难点。本文详细分析了国内外高超... 高超声速飞行器边界层容易经历层流/湍流转捩,层流流动和湍流流动在摩擦阻力、热交换、噪声和掺混等方面有巨大差别,转捩问题已成为制约高超声速技术突破的基础科学问题之一,是当前国际学术研究的热点与难点。本文详细分析了国内外高超声速边界层转捩研究现状,并将其归为三类:已知主要原因的现象与规律、已知部分原因的现象与规律、未知或矛盾的现象。其中已知主要原因的现象与规律包括壁温、马赫数和噪声影响;已知部分原因的现象与规律主要有头部钝度、熵层和攻角影响;未知或矛盾的现象主要有单位雷诺数影响、转捩区长度、转捩区摩阻和热流分布等。同时介绍了高超声速边界层转捩影响因素研究、转捩机理研究、转捩预测方法及模型研究、促进/推迟转捩的控制方法研究、以及一些公开的飞行试验等方面的进展。最后指出,在今后的高超声速边界层转捩研究中,建议把单个影响因素独立出来研究,尽量避免多因素相互干扰;高超声速边界层失稳研究需要特别关注横流失稳、熵层和模态相互作用;转捩预测需考虑三维边界层和来流扰动的影响;转捩控制研究应重点关注高效、低阻、低热的控制方法;转捩飞行试验十分重要,飞行试验和静音风洞发挥的作用会越来越明显。过去60多年的研究经验表明在未来的研究中应该注重多种手段相结合。 展开更多
关键词 高超声速 边界层转捩 飞行试验 转捩预测 转捩控制
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高超声速气动力数据天地相关性研究综述 被引量：16
5
作者 陈坚强 张益荣 +1 位作者 张毅锋 陈亮中 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2014年第5期587-599,共13页
综述了国内外高超声速飞行器气动力数据天地换算技术方面的研究现状及趋势,内容包括高超声速飞行器气动力地面试验研究进展,气动力数值计算技术研究进展和试验数据关联外推方法研究进展。其中,气动力地面试验研究进展部分重点关注国内... 综述了国内外高超声速飞行器气动力数据天地换算技术方面的研究现状及趋势,内容包括高超声速飞行器气动力地面试验研究进展,气动力数值计算技术研究进展和试验数据关联外推方法研究进展。其中,气动力地面试验研究进展部分重点关注国内外与高超声速飞行器研制密切相关的地面风洞试验的能力和不足,及相应的处理手段;气动力数值计算技术研究进展部分主要对国内外若干典型软件的综合能力及其满足高超声速技术的程度进行了概述;气动力试验数据关联外推方法主要对早期美国航天飞机、X-43A及其他飞行器研制过程中用到的气动力天地数据关联方法进行了调研;在上述基础上,进一步指出了开展高超声速飞行器气动力数据天地换算技术需关注的问题。 展开更多
关键词 空气动力学 相关性 风洞试验 飞行试验 计算流体力学
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舵面操纵动态响应的数值模拟 被引量：13
6
作者 陈坚强 陈琦 +1 位作者 袁先旭 谢昱飞 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2013年第2期302-306,共5页
针对超声速机动飞行器舵面操纵动态响应问题,开展了相应的算法研究,建立了适用于模拟舵面与弹体相对运动及弹体气动力动态响应的非定常计算方法和局部动态网格变形技术.以方形弹超声速绕流为例,验证了所提出的定常和非定常计算方法.对... 针对超声速机动飞行器舵面操纵动态响应问题,开展了相应的算法研究,建立了适用于模拟舵面与弹体相对运动及弹体气动力动态响应的非定常计算方法和局部动态网格变形技术.以方形弹超声速绕流为例,验证了所提出的定常和非定常计算方法.对方形弹舵面操纵的3种基本过程(脉冲、阶跃和谐波)进行了数值模拟,获得了舵面操纵下导弹的俯仰运动对操纵的响应过程.研究结果表明,快速的舵面操纵过程,甚至会导致导弹的俯仰运动失稳. 展开更多
关键词 舵面操纵 动态响应 数值模拟 动网格
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侧向多喷口干扰复杂流动数值模拟研究 被引量：9
7
作者 陈坚强 张毅锋 +1 位作者 江定武 毛枚良 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2008年第6期735-743,共9页
采用具有高分辨率的NND格式,通过数值求解N-S方程对典型外形多喷口侧向喷流复杂干扰流动进行了数值模拟.为了提高计算效率,采用了LU-SGS隐式算法.采用分块对接网格技术,生成高质量的贴体计算网格,精确模拟喷口截面.对比分析了不同计算... 采用具有高分辨率的NND格式,通过数值求解N-S方程对典型外形多喷口侧向喷流复杂干扰流动进行了数值模拟.为了提高计算效率,采用了LU-SGS隐式算法.采用分块对接网格技术,生成高质量的贴体计算网格,精确模拟喷口截面.对比分析了不同计算格式、限制器形式、网格拓扑及流动形态(层流与湍流)对喷流干扰流场结构和压力分布特性的影响,研究和分析了喷口附近流场的涡系结构、波系结构和喷流干扰引起的气动力特性.在上述研究的基础上,针对典型飞行器外形的侧向喷流干扰特性进行了详细的数值模拟,得到了喷口参数(喷口位置、数目等)及来流条件对喷流干扰流场结构、气动力特性的影响规律,并对其流动机理进行了相应的分析.研究表明,发展的针对多喷口侧喷干扰的数值计算方法是成功的,可以应用于飞行器侧向喷流干扰的流场结构分析及气动力特性数值预测. 展开更多
关键词 多喷口 侧向喷流干扰 数值模拟 力/力矩放大因子
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国家数值风洞(NNW)通用软件同构混合求解器设计 被引量：7
8
作者 陈坚强 马燕凯 +3 位作者 闵耀兵 赵钟 何先耀 何琨 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2020年第6期1103-1110,1102,I0002,共10页
针对未来复杂计算流体力学模拟的需求,在国家数值风洞“风雷(PHengLEI)”软件中,针对流场求解器设计了区域混合计算策略,即在不同类型的网格上运行不同的求解器,实现区域混合模拟,采用典型算例进行了验证。与传统多求解器松耦合的“异... 针对未来复杂计算流体力学模拟的需求,在国家数值风洞“风雷(PHengLEI)”软件中,针对流场求解器设计了区域混合计算策略,即在不同类型的网格上运行不同的求解器,实现区域混合模拟,采用典型算例进行了验证。与传统多求解器松耦合的“异构”模式不同,风雷软件中设计了“同构”模式的混合求解器。“同构”模式的混合求解器基本思想是:计算域由不同类型网格组成,在不同类型的网格上可运行不同类型的求解器,不同求解器之间在交界面通过数据底层交换信息,其特点是“紧耦合”。区域混合计算能够充分发挥不同类型网格、不同求解器的优点,未来也可以在不同的网格区域上加载不同学科的求解器,是面向未来多学科、多方法、多区域紧耦合模拟的关键技术。作为一种典型的混合求解方案,结构/非结构混合求解时,在结构网格上运行二阶/高阶精度结构求解器,在非结构网格上运行二阶精度非结构求解器,以实现在关键流动区域采用高质量网格、高精度方法的工程实用化目的。首先介绍混合计算所涉及的域、交界面等基本概念,然后设计混合计算所需的数据结构,以及混合计算策略。最后,通过高超声速圆柱绕流和双椭球绕流两个案例,在结构网格上运行二阶或WCNS高阶精度求解器,在非结构网格上运行二阶精度非结构求解器,验证“同构”混合计算的可行性和有效性。 展开更多
关键词 国家数值风洞 风雷软件 计算流体力学软件 混合计算
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侧向喷流与舵面运动相互干扰的数值模拟研究 被引量：6
9
作者 陈坚强 陈琦 +1 位作者 谢昱飞 张毅锋 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第5期515-520,共6页
针对脉冲喷流以及舵面运动与侧向喷流间相互干扰的非定常动态响应问题,应用非定常数值模拟方法和局部网格动态变形技术,研究了脉冲喷流启动和关车时喷流干扰流场的建立过程,分析了不同频率的脉冲喷流间可能导致的干扰效应。研究发现,高... 针对脉冲喷流以及舵面运动与侧向喷流间相互干扰的非定常动态响应问题,应用非定常数值模拟方法和局部网格动态变形技术,研究了脉冲喷流启动和关车时喷流干扰流场的建立过程,分析了不同频率的脉冲喷流间可能导致的干扰效应。研究发现,高频的脉冲喷流间会形成强烈的干扰,严重时喷流放大因子只有正常情况下的1/4。舵面的快速运动也会导致严重的非定常迟滞效应,舵面运动与喷流干扰效应的相位延迟甚至超过90°,因此在进行舵面与喷流的复合控制系统设计时,必须考虑舵面运动导致的非定常迟滞效应。 展开更多
关键词 侧向喷流 舵面运动 脉冲喷流 动网格 数值模拟
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侧向喷流数值模拟精度及实验验证研究 被引量：8
10
作者 陈坚强 江定武 张毅锋 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2010年第4期421-425,共5页
对喷流干扰研究中的数值模拟精度进行了讨论,结合相关实验重点分析了不同计算格式、限制器形式、网格拓扑及流动形态(层流与湍流)对喷流干扰流场结构、气动力特性和压力分布特性的影响。在上述研究的基础上,进一步对比分析了计算与实验... 对喷流干扰研究中的数值模拟精度进行了讨论,结合相关实验重点分析了不同计算格式、限制器形式、网格拓扑及流动形态(层流与湍流)对喷流干扰流场结构、气动力特性和压力分布特性的影响。在上述研究的基础上,进一步对比分析了计算与实验所得到的有喷与无喷之差及干扰因子之值。研究表明,目前CFD与实验之差主要表现在轴向力和俯仰力矩,法向力、有喷与无喷之差及干扰因子之值计算与实验两者基本一致,出现差别的原因主要是对大细长比弹体后体压力分布模拟存在一定差异。 展开更多
关键词 侧向喷流干扰 数值模拟 CFD与实验对比 力/力矩放大因子.
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基于Richardson插值法的CFD验证和确认方法的研究 被引量：22
11
作者 陈坚强 张益荣 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第2期176-183,共8页
针对典型高超声速流动问题(T2-97模型),利用Richardson插值法,研究了多套连续变化网格下数值解的空间离散误差、收敛性。通过网格收敛性研究,完成了CFD的验证过程。利用不确定度分析方法,结合实验数据,开展了该问题的确认。研究表明:针... 针对典型高超声速流动问题(T2-97模型),利用Richardson插值法,研究了多套连续变化网格下数值解的空间离散误差、收敛性。通过网格收敛性研究,完成了CFD的验证过程。利用不确定度分析方法,结合实验数据,开展了该问题的确认。研究表明:针对所选问题,在现有实验数据及计算条件下,该问题的CFD得到了验证与确认。 展开更多
关键词 高超声速流动 离散误差 不确定度 验证和确认
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壁温对HyTRV流向涡失稳特性的影响
12
作者 张彬 李晓虎 +2 位作者 涂国华 黄文锋 陈坚强 《气体物理》 2025年第3期37-49,共13页
为了揭示壁温比对高速流向涡失稳机制的影响,采用全局稳定性分析方法(BiGlobal)对不同壁温下高速转捩研究飞行器(HyTRV)的流向涡失稳特征进行了研究。稳定性分析基于层流基本流,由高精度程序直接求解N-S方程获得。来流Mach数为6,单位Rey... 为了揭示壁温比对高速流向涡失稳机制的影响,采用全局稳定性分析方法(BiGlobal)对不同壁温下高速转捩研究飞行器(HyTRV)的流向涡失稳特征进行了研究。稳定性分析基于层流基本流,由高精度程序直接求解N-S方程获得。来流Mach数为6,单位Reynolds数为1.0×10^(7)/m,静温为79 K,攻角为0°。设置3个壁温工况T_(w)=150, 300, 450 K,壁温比范围在0.25~0.76。计算结果表明,壁温升高使得HyTRV流向涡的卷曲程度增强,流向涡的厚度增大。壁温未改变流向涡区域的不稳定模态种类,但影响主要不稳定模态的增长率和主导模态类型。随着壁温升高,不稳定模态增长率增大。壁温T_(w)=300~450 K时,主导模态是形函数位于流向涡肩部的不稳定模态O3。壁温T_(w)=150 K时,修正的Mack模态在上游增长率较大,在下游可以转化到剪切不稳定模态上,可能触发流向涡转捩。基于全局稳定性的e~N方法计算结果表明,壁温升高使得流向涡转捩提前,从T_(w)=150 K升高至T_(w)=300 K时,转捩提前127 mm;从T_(w)=300 K升高至T_(w)=450 K时,转捩进一步提前110 mm。 展开更多
关键词 HyTRV 壁温 流向涡 全局稳定性分析
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冲压加速器燃烧流场的数值模拟 被引量：5
13
作者 陈坚强 张涵信 高树椿 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1998年第3期297-303,共7页
本文利用ＥＮＮ格式，通过求解包含非平衡效应的完全Ｎ－Ｓ方程，数值模拟了超声速燃烧流动中很有兴趣的Ｈ２／Ａｉｒ斜爆轰波冲压加速器的绕流。计算结果表明，本文采用的三阶格式能较好地捕捉激波、膨胀波和爆轰波，对粘性分离区的计... 本文利用ＥＮＮ格式，通过求解包含非平衡效应的完全Ｎ－Ｓ方程，数值模拟了超声速燃烧流动中很有兴趣的Ｈ２／Ａｉｒ斜爆轰波冲压加速器的绕流。计算结果表明，本文采用的三阶格式能较好地捕捉激波、膨胀波和爆轰波，对粘性分离区的计算也有较高的分辨能力。数值模拟结果还清楚地阐明了冲压爆轰加速的流动机理，并建立了求解冲压加速器流场的数值计算软件及相应的推力计算软件。 展开更多
关键词 ENN格式 冲压加速器 燃烧流动 数值模拟
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跨大气层飞行器RCS干扰数值模拟研究 被引量：2
14
作者 陈坚强 赫新 +1 位作者 张毅锋 邓小刚 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2006年第2期182-186,193,共6页
针对跨大气层飞行器外形,开展了超声速流动中的侧向喷流干扰问题研究。数值模拟了一定高度和飞行马赫数条件下不同喷流控制形式的干扰现象。结果表明:由于喷流与来流的相互作用,使流动变得相当复杂,相应的气动力发生变化,喷流所引起的... 针对跨大气层飞行器外形,开展了超声速流动中的侧向喷流干扰问题研究。数值模拟了一定高度和飞行马赫数条件下不同喷流控制形式的干扰现象。结果表明:由于喷流与来流的相互作用,使流动变得相当复杂,相应的气动力发生变化,喷流所引起的气动干扰因子随高度的变化较为剧烈,但随攻角、马赫数的变化却比较平稳。喷流与来流的相互干扰随高度增加而变弱,在一定高度可以忽略这种干扰。 展开更多
关键词 跨大气层飞行器 喷流干扰 数值模拟
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超声速气流中轴向涡强化混合及燃烧的数值研究 被引量：1
15
作者 陈坚强 张涵信 高树椿 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第5期27-31,共5页
通过求解N－S方程，数值计算了扩张圆管内的非平衡流动，并研究了超声速混合和燃烧的强化技术。结果表明，在超声速领域，预旋燃料方式是一种比较有效的强化技术。
关键词 超音速 冲压喷气发动机 燃烧 强化混合 轴向涡
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一种超声速燃烧流动混合增强的新技术 被引量：1
16
作者 陈坚强 张毅锋 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第4期7-10,共4页
从可压缩完全N S方程出发,采用NND差分格式和七组分八反应H2-Air化学燃烧模型,对脉冲式燃料喷射的二维凹槽超声速燃烧流动进行了数值模拟。在等流量喷射的条件下,对一种连续式和两种脉冲式燃料喷射流动做了分析比较,两种脉冲具有相同的... 从可压缩完全N S方程出发,采用NND差分格式和七组分八反应H2-Air化学燃烧模型,对脉冲式燃料喷射的二维凹槽超声速燃烧流动进行了数值模拟。在等流量喷射的条件下,对一种连续式和两种脉冲式燃料喷射流动做了分析比较,两种脉冲具有相同的频率和不同的持续时间,持续时间与周期的比例分别为RT=1/4和1/2。 展开更多
关键词 脉冲喷射 混合增强 数值模拟
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用混合网格模拟绕X-38粘性流动 被引量：1
17
作者 陈坚强 Andreas Mack 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2002年第1期96-101,共6页
采用混合网格 ,利用DLR所发展的计算软件TAU对X 38高超声速粘性绕流进行了数值计算。网格自适应技术被用来生成有效的计算网格及提高对流场细节的分辨率。
关键词 混合网格 高超声速粘性绕流 热流 X-38飞行器 网格自适应技术 流场模拟
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X-38飞行器无粘绕流的非结构网格模拟 被引量：1
18
作者 陈坚强 Andreas Mack 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2001年第4期434-438,共5页
本文采用非结构网格 ,利用DLR所发展的计算软件TAU对X 38飞行器高超声速无粘绕流进行数值计算。为了生成有效的计算网格及提高对流场细节的分辨率 ,在求解过程中应用了网格自适应技术 ,并研究了网格密度对气动力的影响程度 ;同时与现有... 本文采用非结构网格 ,利用DLR所发展的计算软件TAU对X 38飞行器高超声速无粘绕流进行数值计算。为了生成有效的计算网格及提高对流场细节的分辨率 ,在求解过程中应用了网格自适应技术 ,并研究了网格密度对气动力的影响程度 ;同时与现有的实验结果和用结构网格得到的结果进行了比较 ,符合程度令人满意。 展开更多
关键词 非结构网格 网格自适应技术 高超声速无粘绕流 X-38飞行器
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带双凹槽燃烧室中超声速流场的数值模拟
19
作者 陈坚强 司徒明 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2004年第4期395-398,共4页
针对新近提出的双凹槽和预燃室结构的燃烧室概念,采用混合通量分离法及NND格式,对其中的冷态流场进行了数值模拟。结果表明:在没有喷流条件下,该结构是典型的开式流动,有利于混合,在工程应用范围内,可以用二维结果粗略地估算三维情况;... 针对新近提出的双凹槽和预燃室结构的燃烧室概念,采用混合通量分离法及NND格式,对其中的冷态流场进行了数值模拟。结果表明:在没有喷流条件下,该结构是典型的开式流动,有利于混合,在工程应用范围内,可以用二维结果粗略地估算三维情况;但在有喷情况下,开式结构被打破,必须对三维流动作真实模拟。 展开更多
关键词 超声速流 NND格式 燃烧室 预燃室 凹槽 冷态流场 数值模拟 开式 三维流动 喷流
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管道中超声速旋涡运动的数值模拟
20
作者 陈坚强 张涵信 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1996年第3期322-328,共7页
本文利用ＥＮＮ格式通过求解ＮＳ方程，数值模拟了超声速旋涡在管道中沿其轴向的演变规律．结果表明，当流动处于顺压区，在涡轴附近，截面流线为不稳定的螺旋点形态；当流动处于逆压区，在涡轴附近，截面流线为稳定的螺旋点形态；当从... 本文利用ＥＮＮ格式通过求解ＮＳ方程，数值模拟了超声速旋涡在管道中沿其轴向的演变规律．结果表明，当流动处于顺压区，在涡轴附近，截面流线为不稳定的螺旋点形态；当流动处于逆压区，在涡轴附近，截面流线为稳定的螺旋点形态；当从顺压区过渡到逆压区，涡心附近出现不稳定极限环；反之，出现稳定极限环。数值模拟结果同张涵信的拓扑分析理论十分相符。 展开更多
关键词 旋涡运动 数值模拟 极限环 超声速流 N-S方程
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