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激波与湍流边界层干扰流动的马赫数效应
1
作者 吴正园 高振勋 +3 位作者 陈新民 蒋崇文 李椿萱 葛航 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第11期3484-3494,共11页
激波与湍流边界层相互干扰(SWTBLI)现象可诱导形成复杂的流场结构和气动力热分布特性,其干扰机制和影响机理至今仍未被充分掌握。为分析超/高超声速SWTBLI流动的机理,开展了来流马赫数为3、5、11条件下压缩拐角流动的直接数值模拟(DNS)... 激波与湍流边界层相互干扰(SWTBLI)现象可诱导形成复杂的流场结构和气动力热分布特性,其干扰机制和影响机理至今仍未被充分掌握。为分析超/高超声速SWTBLI流动的机理,开展了来流马赫数为3、5、11条件下压缩拐角流动的直接数值模拟(DNS)研究。结果显示,SWTBLI使干扰区内的速度、压强等物理量的脉动显著增强,且增强幅值随来流马赫数升高而增大;同时,上游边界层中的温度、压强等物理量的脉动也随来流马赫数的增大而增强。在SWTBLI作用下,流动的可压缩效应明显增强,干扰区内压力膨胀项和膨胀耗散项不再可忽略。在高超声速条件下,上游边界层中的压力膨胀项和膨胀耗散项也比较重要。此外,SWTBLI诱导的壁面压强平均值和脉动均方根值的分布存在共性。在所有来流马赫数下,干扰区内的壁面压强脉动相比上游边界层均显著增强,并形成明显的峰值。流动发生显著分离时,将分别形成位于平均分离点和再附点附近的壁面压强脉动峰值。 展开更多
关键词 激波与湍流边界层相互干扰 高超声速流动 可压缩湍流 直接数值模拟 分离流
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凸拐角附近激波与湍流边界层干扰的数值模拟研究 被引量：3
2
作者 王德鑫 褚佑彪 +2 位作者 刘难生 李祝飞 杨基明 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2020年第1期148-159,共12页
采用大涡模拟方法数值研究了来流马赫数Ma∞=3、雷诺数Reθ=2070的凸拐角附近激波与湍流边界层干扰问题。对于尖拐角和钝拐角两种情况,计算考察了激波入射到拐角下游时的流场结构、非定常分离流以及湍流统计特性。研究发现:尖拐角能够... 采用大涡模拟方法数值研究了来流马赫数Ma∞=3、雷诺数Reθ=2070的凸拐角附近激波与湍流边界层干扰问题。对于尖拐角和钝拐角两种情况,计算考察了激波入射到拐角下游时的流场结构、非定常分离流以及湍流统计特性。研究发现:尖拐角能够使流动产生局部集中的顺压梯度,导致壁面摩擦系数在拐角处出现峰值,因此分离点难以越过拐角向上游运动,而再附点发生前后运动。与尖拐角情况不同的是,钝拐角产生的局部顺压梯度不足以阻止分离点越过拐角,因此分离点和再附点都会发生运动。此外,尽管凸拐角产生的顺压梯度能抑制分离点附近的近壁小尺度涡结构,但在经过入射激波作用之后,近壁小尺度涡结构在再附点附近显著增强。 展开更多
关键词 大涡模拟 激波干扰 激波与湍流边界层干扰
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共轭传热情况下激波/湍流边界层干扰流场特性分析
3
作者 林昱竞 刘卫东 +2 位作者 魏峰 杨瑞 于江飞 《国防科技大学学报》 北大核心 2025年第5期144-156,共13页
激波/边界层干扰会导致飞行器表面出现显著的气动加热,而壁温升高后会反过来影响原有流场结构。为研究共轭传热情况下激波/湍流边界层干扰流场特性,采用数值模拟方法分析了不同壁面材料、气动加热时间和来流总温下的流场结构、壁面参数... 激波/边界层干扰会导致飞行器表面出现显著的气动加热,而壁温升高后会反过来影响原有流场结构。为研究共轭传热情况下激波/湍流边界层干扰流场特性,采用数值模拟方法分析了不同壁面材料、气动加热时间和来流总温下的流场结构、壁面参数和固体域温度分布情况。结果表明,存在共轭传热时的分离区尺寸介于等温壁和绝热壁结果之间;随着壁面材料热扩散系数的减小和气动加热时间的增加,流场分离区尺寸增加,壁面温度峰值升高,热流峰值减小;相同材料和时间下,增大总温使分离区减小,说明改变来流总温引起的雷诺数变化对分离特性占主导地位。激波/边界层干扰使再附区下方的固体域温度明显上升,电木壁面内部的高温区扩散很慢,呈片状分布。 展开更多
关键词 激波边界层干扰 共轭传热 壁面材料
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旋翼翼型激波/边界层干扰特性分析
4
作者 杨柳青 赵国庆 +3 位作者 王清 井思梦 马砾 招启军 《南京航空航天大学学报(自然科学版)》 北大核心 2025年第4期739-748,共10页
采用雷诺平均Navier-Stokes(Reynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)方法结合基于当地变量的γ-Re_(θt)转捩模型,开展了旋翼翼型的激波/边界层干扰(Shock wave/boundary layer interaction,SWBLI)特性研究。重点关注了旋翼桨尖附近可... 采用雷诺平均Navier-Stokes(Reynolds-averaged Navier-Stokes,RANS)方法结合基于当地变量的γ-Re_(θt)转捩模型,开展了旋翼翼型的激波/边界层干扰(Shock wave/boundary layer interaction,SWBLI)特性研究。重点关注了旋翼桨尖附近可能出现的SWBLI及其对气动特性和转捩特性的影响,并研究了气流参数对SWBLI的影响规律。结果表明:激波以及SWBLI引发的流动现象(例如激波后减速和流动分离)在一定程度上可以减小翼型的摩阻,但同时其自身会导致总阻力和升力特性的急剧恶化,力矩特性也会出现剧烈的变化。在本文的计算工况范围内,迎角、马赫数对SWBLI的影响较为显著,湍流度会对SWBLI造成一定程度的影响,而雷诺数对SWBLI的影响相对较小,各参数的影响机制及规律差别较大。 展开更多
关键词 旋翼翼型 跨声速流动 激波/边界层干扰 转捩 气流分离
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基于转子式抽吸-射流激励器的激波/边界层干扰控制研究
5
作者 郑飞飞 张悦 +3 位作者 谭慧俊 于航 黄子誉 张梁 《推进技术》 北大核心 2025年第6期41-54,共14页
激波/边界层干扰(SWBLI)是超声速进气道中常见的流动现象,其诱导产生的分离往往会导致进气道气动性能严重下降。针对超声速进气道内Ma2.5来流条件下的入射激波/边界层干扰流动现象,提出了一种新型的基于转子式抽吸-射流激励器的控制方法... 激波/边界层干扰(SWBLI)是超声速进气道中常见的流动现象,其诱导产生的分离往往会导致进气道气动性能严重下降。针对超声速进气道内Ma2.5来流条件下的入射激波/边界层干扰流动现象,提出了一种新型的基于转子式抽吸-射流激励器的控制方法,并采用动网格技术和非定常仿真方法对激励器工作过程中的非定常流动现象和流动控制机理进行了研究,获得了相关参数的影响规律。研究结果表明,随着转子逆时针转动,激励器左右两通道连通的工作腔产生周期性的容积变化,进而在激励器顶端两侧孔口处形成周期性的正负压差和抽吸-射流效应,从而实现与外部流场的动量交换,达到减小分离区尺度、提高流场品质的控制效果。此外,当激波入射到不同位置时,激励器左右两通道进出口与分离区的相对位置不同,从而产生了不同的SWBLI控制效果,当射流频率为500 Hz时,激波入射到右侧通道出口下游X=10位置处时控制效果最佳,时均结果下分离区长度可减小14.39%,瞬时最高可减小25.37%。激励器对SWBLI的控制能力随着射流频率的增加而逐渐提高,但射流频率达到400 Hz后,继续增加射流频率,控制能力的提升速率明显减缓。 展开更多
关键词 转子式抽吸 射流激励器 激波/边界层干扰 主动流动控制 动网格技术 脉冲式抽吸-射流效应
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激波边界层干扰流动中SST模型的贝叶斯修正
6
作者 张孟石 王昕 +2 位作者 张亮 唐登高 阎超 《力学学报》 北大核心 2025年第9期2122-2133,共12页
广泛应用的湍流模型因其自身封闭参数存在可变性,使得对力/热等物理量的预测也存在不确定性.对湍流模型开展不确定度量化分析与改进,能够有效提升其预测精度和可信度.针对工程中常见的柱裙激波/边界层干扰流动问题,选择了剪切应力输运(s... 广泛应用的湍流模型因其自身封闭参数存在可变性,使得对力/热等物理量的预测也存在不确定性.对湍流模型开展不确定度量化分析与改进,能够有效提升其预测精度和可信度.针对工程中常见的柱裙激波/边界层干扰流动问题,选择了剪切应力输运(shear stress transport,SST)湍流模型及加入二次本构关系(quadratic constitutive relation,QCR)修正的剪切应力输运模型作为研究对象,对其封闭参数的不确定度进行量化研究,最终实现对湍流模型气动热预测能力的改进.具体步骤包括:首先通过采样得到先验样本以构建代理模型,其次对模型参数进行敏感性分析以甄别关键参数,最后通过贝叶斯推断方法实现对模型参数的校正,并在相似工况下验证了修正模型的适用性.结果表明,湍流模型在修正后,对于热流与压力的预测能力明显提高,同时两个模型具有的关键参数相同.此外,对湍流模型进行贝叶斯推断会使得计算得到的物理量发生明显变化,从而影响对分离区的预测,使得热流与压力预测更接近实验值.因此,使用贝叶斯推断方法并结合实验数据对湍流模型封闭参数进行校准,能够有效提高湍流模型对气动热的预测能力. 展开更多
关键词 湍流模型 激波/边界层干扰 不确定度量化 贝叶斯推断方法
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多孔介质对斜楔激波/边界层干扰的影响研究
7
作者 蔡含怡 谢旅荣 +2 位作者 潘纪富 高寒 韩家启 《推进技术》 北大核心 2025年第8期74-85,共12页
为减弱斜激波/边界层干扰的不利影响,本文采用数值仿真方法开展基于各向同性多孔介质凹腔的斜楔/平板模型激波/边界层干扰流动控制研究。定义无量纲位置参数D为无流动控制下的基准流场分离点位置至多孔介质区域末端的距离与多孔介质区... 为减弱斜激波/边界层干扰的不利影响,本文采用数值仿真方法开展基于各向同性多孔介质凹腔的斜楔/平板模型激波/边界层干扰流动控制研究。定义无量纲位置参数D为无流动控制下的基准流场分离点位置至多孔介质区域末端的距离与多孔介质区域长度之比。分析了多孔介质位置参数D对激波/边界层干扰产生的分离区的影响,研究发现在各向同性多孔介质位于D=0.1~0.5分离区的分离长度和分离高度减小、分离点位置延迟,D=0.5模型的分离区分离长度和分离高度相比无多孔介质控制的基准模型分别下降65.8%和45.1%。分析了多孔介质位置参数D=0.1~0.5模型的边界层参数变化,结果表明与基准模型相比各向同性多孔介质流动控制降低了湍流边界层厚度及速度剖面形状因子,增大了壁面摩擦系数,边界层抵抗逆压力梯度能力增加,因此有效减缓了斜激波/边界层干扰现象。通过改变斜楔前缘楔角,研究总结了各向同性多孔介质对流场分离区的控制规律:随着多孔介质位置参数D值增加,分离长度及分离高度减小,分离点后移;当分离区完全进入多孔介质区域内后,随着D值增大,多孔介质的流动控制效果减弱甚至恶化,分离长度及分离高度回升,分离点前移。 展开更多
关键词 斜楔/平板 激波/边界层干扰 多孔介质 流动控制 分离区
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激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术 被引量：3
8
作者 黄伟 吴瀚 +2 位作者 钟翔宇 杜兆波 柳军 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期49-61,共13页
从激波/湍流边界层干扰机理以及流动控制的迫切需求入手,从自适应涡流发生器、自适应鼓包、自适应微射流以及自适应次流循环四个方面对激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术研究进展进行了总结。分析认为,结合AI技术发展自适应流动控... 从激波/湍流边界层干扰机理以及流动控制的迫切需求入手,从自适应涡流发生器、自适应鼓包、自适应微射流以及自适应次流循环四个方面对激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术研究进展进行了总结。分析认为,结合AI技术发展自适应流动控制技术,加速控制方式智能化,可作为新一代高超声速飞行器宽速域飞行的重要技术手段。具体来说,就是通过调节外加激励对高超声速飞行器不同区域实现局部流动加/减速、气动热防护、气动控制等功能,根据流场参数建立控制反馈回路,自适应调整局部流场结构,以满足工程实际需求。 展开更多
关键词 自适应流动控制 激波/湍流边界层干扰 高超声速飞行器 自主决策 分离 热流峰值
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面向内流的激波/边界层湍流模型数据同化及应用
9
作者 杨茂桃 郭明明 +3 位作者 田野 易淼荣 乐嘉陵 张华 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期44-55,共12页
为研究压缩拐角激波/边界层干扰问题和机器学习方法在湍流模型参数辨识中的有效性,提出一种面向内流的激波/边界层湍流模型数据同化方法,以Kriging代理模型传播参数不确定量化过程,基于贝叶斯框架构建似然函数作为评判标准,最后利用粒... 为研究压缩拐角激波/边界层干扰问题和机器学习方法在湍流模型参数辨识中的有效性,提出一种面向内流的激波/边界层湍流模型数据同化方法,以Kriging代理模型传播参数不确定量化过程,基于贝叶斯框架构建似然函数作为评判标准,最后利用粒子群优化算法近似获取参数的最大似然估计并进行参数验证。结果表明,通过校准大角度(24°)压缩拐角获取的湍流模型参数,可以应用到相同条件下相对较小的小角度(20°,16°和8°)压缩拐角,获取的壁面压力、摩阻系数和速度剖面均与试验值基本吻合。在Ma=2.85下校准的壁面压力,均方根误差由60.29%下降到16.56%。将大角度下获取的参数应用到Ma=2.9和不同的入射边界层厚度的条件下,获取的壁面压力和速度剖面仍与试验值基本吻合,验证了小范围马赫数内湍流模型参数的适用性。 展开更多
关键词 激波/边界层干扰 数据同化 SST湍流模型 贝叶斯优化 参数辨识 普适性分析
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超燃进气道激波/湍流边界层干扰 被引量：10
10
作者 潘宏禄 李俊红 沈清 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第9期1172-1178,共7页
针对超燃进气道湍流边界层/激波干扰引起的分离问题,采用基于5阶WENO数值格式的大涡模拟(LES)方法开展流场湍流非定常预测,旨在分析进气道湍流化技术实现进气道起动的可行性。研究表明,平板激波/湍流边界层干扰(STBLI)问题,LES方法能够... 针对超燃进气道湍流边界层/激波干扰引起的分离问题,采用基于5阶WENO数值格式的大涡模拟(LES)方法开展流场湍流非定常预测,旨在分析进气道湍流化技术实现进气道起动的可行性。研究表明,平板激波/湍流边界层干扰(STBLI)问题,LES方法能够清晰、可靠预测反射、分离激波形成过程及激波与充分发展湍流边界层的相互干扰,定量结果与试验一致;进气道研究方面,层流状态下,激波干扰产生强分离,导致进气道堵塞,而采用湍流化控制后试验和计算均表明流场分离明显减小,流场稳定且无明显堵塞现象,进气道可以起动,总压恢复系数达到要求,该结果表明,利用强湍流化减弱分离,实现进气道起动思想是可行的。 展开更多
关键词 湍流 超声速边界层 激波 湍流干扰 进气道 大涡模拟
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高超声速激波湍流边界层干扰直接数值模拟研究 被引量：19
11
作者 童福林 李欣 +1 位作者 于长平 李新亮 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2018年第2期197-208,共12页
高超声速激波与湍流边界层干扰会导致飞行器表面出现局部热流峰值,严重影响飞行器气动性能和飞行安全.针对高马赫数激波干扰问题,以往数值研究多采用雷诺平均方法,而在直接数值模拟方面的相关工作较为少见.开展高超声速激波与湍流边界... 高超声速激波与湍流边界层干扰会导致飞行器表面出现局部热流峰值,严重影响飞行器气动性能和飞行安全.针对高马赫数激波干扰问题,以往数值研究多采用雷诺平均方法,而在直接数值模拟方面的相关工作较为少见.开展高超声速激波与湍流边界层干扰的直接数值模拟研究,有助于进一步提升对其复杂流动机理认识和理解,同时也将为现有湍流模型和亚格子应力模型的改进提供理论依据.采用直接数值模拟方法对来流马赫数6.0,34?压缩拐角内激波与湍流边界层的干扰问题进行了研究.基于雷诺应力各向异性张量,分析了高超声速湍流边界层在压缩拐角内的演化特性.通过对湍动能输运方程的逐项分析,系统地研究了可压缩效应对湍动能及其输运的影响机制.采用动态模态分解方法,探讨了干扰流场的非定常运动历程.研究结果表明,随着湍流边界层往下游发展,近壁湍流的雷诺应力状态由两组元轴对称状态逐渐演化为两组元状态,外层区域则由轴对称膨胀趋近于各向同性.干扰流场内存在强内在压缩性效应(声效应),其对湍动能输运的影响主要体现在压力-膨胀项,而对膨胀-耗散项影响较小.高超声速下压缩拐角内的非定常运动仍存在以分离泡膨胀/收缩为特征的低频振荡特性,其物理机制与分离泡剪切层密切相关. 展开更多
关键词 高超声速 激波湍流边界层干扰 直接数值模拟 湍动能 低频振荡
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交叉激波湍流边界层干扰问题数值模拟 被引量：4
12
作者 金亮 梁剑寒 +1 位作者 孙明波 王振国 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第3期11-14,42,共5页
基于RANS方程,采用有限体积法离散计算区域,对流项使用Harten TVD格式进行流场求解,湍流部分应用Menter SST两方程湍流模型,建立了隐式LU-SGS方法的三维CFD计算程序,数值模拟了来流马赫数4.96条件下的18°×18°对称双楔产... 基于RANS方程,采用有限体积法离散计算区域,对流项使用Harten TVD格式进行流场求解,湍流部分应用Menter SST两方程湍流模型,建立了隐式LU-SGS方法的三维CFD计算程序,数值模拟了来流马赫数4.96条件下的18°×18°对称双楔产生的交叉激波/湍流边界层干扰问题,计算了不同剖面沿展向压强分布以及流场的详细结构,并将计算结果与相关文献的实验与计算结果进行了比较。 展开更多
关键词 计算流体力学 激波 湍流 边界层流动
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激波/湍流边界层干扰压力脉动特性数值研究 被引量：5
13
作者 童福林 段俊亦 +1 位作者 周桂宇 李新亮 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2021年第7期1829-1841,共13页
激波/湍流边界层干扰问题广泛存在于高速飞行器内外流动中,激波干扰会导致局部流场出现强压力脉动,严重影响飞行器气动性能和飞行安全.为了考察干扰区内脉动压力的统计特性,对来流马赫数2.25,激波角33.2°的入射激波与平板湍流边界... 激波/湍流边界层干扰问题广泛存在于高速飞行器内外流动中,激波干扰会导致局部流场出现强压力脉动,严重影响飞行器气动性能和飞行安全.为了考察干扰区内脉动压力的统计特性,对来流马赫数2.25,激波角33.2°的入射激波与平板湍流边界层相互作用问题进行了直接数值模拟研究.在对计算结果进行细致验证的基础上,分析比较了干扰区外层和物面脉动压力的典型统计特征,如脉动强度、功率谱密度、两点相关和时空关联特性等,着重探讨了两者的差异及其原因.研究发现,激波干扰对外层和物面压力脉动的影响差异显著.分离区内脉动以低频特征为主,随后再附区外层压力脉动的峰值频率往高频区偏移,而物面压力脉动的低频能量仍相对较高.两点相关结果表明,外层和物面脉动压力的展向关联性均明显强于其流向,前者积分尺度过激波急剧增长随后缓慢衰减,而后者积分尺度整体上呈现逐步增大趋势.此外,时空关联分析结果指出,脉动压力关联系数等值线仍符合经典的椭圆形分布,干扰区下游压力脉动对流速度将减小,外层对流速度仍明显高于物面. 展开更多
关键词 激波/湍流边界层干扰 压力脉动 功率谱密度 两点相关 时空关联
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二维激波/湍流边界层干扰的混合LES/RANS模拟 被引量：1
14
作者 陈逖 孙明波 +1 位作者 范晓樯 刘卫东 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第4期1-6,共6页
为了降低高雷诺数条件下大涡模拟方法的计算量,将两方程k-ωSST湍流模型与Yoshizawa一方程亚格子模型通过一个衔接函数相结合,构造一种混合大涡/雷诺平均NS方程模拟方法(混合LES/RANS)。使用这种方法及AUSM+-up格式对20°压缩斜坡... 为了降低高雷诺数条件下大涡模拟方法的计算量,将两方程k-ωSST湍流模型与Yoshizawa一方程亚格子模型通过一个衔接函数相结合,构造一种混合大涡/雷诺平均NS方程模拟方法(混合LES/RANS)。使用这种方法及AUSM+-up格式对20°压缩斜坡的马赫2.85流动进行模拟,并考察了固定入口和在入口添加白噪声两种湍流入口边界条件对于结果的影响。模拟结果再现了边界层的分离、再附以及分离激波等现象,计算得到的分离区要显著大于试验结果,对于这种混合模拟方法的缺点进行了分析,并提出了可能的改进方法。 展开更多
关键词 k-ωSST湍流模型 混合LES/RANS方法 AUSM+-up格式 激波/湍流边界层干扰
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三维激波/湍流边界层干扰产生的起始分离的预测 被引量：2
15
作者 窦华书 邓学蓥 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1992年第1期45-52,共8页
本文对由平板上直立尖劈产生的激波/湍流边界层干扰引起的起始分离进行了研究,提出了一种预测起始分离条件的方法。边界层内的分析采用了Johnston的三角形模型,边界层外主流分析则利用了Prandtl-Meyer函数。预测方法的结果表明与文献中... 本文对由平板上直立尖劈产生的激波/湍流边界层干扰引起的起始分离进行了研究,提出了一种预测起始分离条件的方法。边界层内的分析采用了Johnston的三角形模型,边界层外主流分析则利用了Prandtl-Meyer函数。预测方法的结果表明与文献中的实验数据符合良好,而且比McCabe理论和Korkegi准则及Lu的半经验关系有更好的物理基础。 展开更多
关键词 激波 边界层 干扰 起始分离 三维
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管道凸起激波/湍流边界层干扰的数值模拟 被引量：2
16
作者 任鑫 高歌 《应用力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期1-5,共5页
采用基于部分平均的湍流方程组,模拟了管道凸起流动中两种不同强度的激波-湍流边界层干扰现象,对流场的时均参数与实验值进行了比较,计算得到的壁面压力分布、摩阻系数分布、边界层厚度和速度型与实验值比较吻合很好。结果表明基于部分... 采用基于部分平均的湍流方程组,模拟了管道凸起流动中两种不同强度的激波-湍流边界层干扰现象,对流场的时均参数与实验值进行了比较,计算得到的壁面压力分布、摩阻系数分布、边界层厚度和速度型与实验值比较吻合很好。结果表明基于部分平均的湍流方程组既能够准确模拟小分离的激波/湍流边界层干扰流动又能够准确模拟大分离的激波/湍流边界层干扰流动,较好地预测了典型的λ激波结构。 展开更多
关键词 可压缩流体 湍流 激波/湍流边界层干扰 基于部分平均的湍流方程组
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管内正激波/湍流边界层干扰的数值模拟 被引量：7
17
作者 梁德旺 R.Bohning 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1998年第2期187-191,共5页
本文采用时均Ｎ－Ｓ方程和Ｂａｌｄｗｉｎ／Ｌｏｍａｘ代数湍流模型计算了典型拉伐尔喷管内正激波与湍流边界层干扰流场。计算与实验结果的比较表明，方法可准确地预测激波结构，激波与边界层干扰区流动特征，激波位置、激波前马赫数和... 本文采用时均Ｎ－Ｓ方程和Ｂａｌｄｗｉｎ／Ｌｏｍａｘ代数湍流模型计算了典型拉伐尔喷管内正激波与湍流边界层干扰流场。计算与实验结果的比较表明，方法可准确地预测激波结构，激波与边界层干扰区流动特征，激波位置、激波前马赫数和壁面压力分布等。 展开更多
关键词 激波 边界干扰 湍流 流场数值模拟 管内流动
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双垂直楔交叉激波与转捩边界层干扰
18
作者 易淼荣 张若凌 +3 位作者 岳茂雄 李莉 任虎 赵慧勇 《实验流体力学》 CAS CSCD 北大核心 2024年第5期17-28,共12页
针对超声速双垂直楔构型产生的交叉激波与转捩边界层干扰现象,结合风洞试验与数值模拟进行了深入研究。试验在中国空气动力研究与发展中心Φ600 mm脉冲燃烧风洞中开展,来流马赫数3.0,单位雷诺数2.1×10^(6)m^(-1),获得了流场纹影、... 针对超声速双垂直楔构型产生的交叉激波与转捩边界层干扰现象,结合风洞试验与数值模拟进行了深入研究。试验在中国空气动力研究与发展中心Φ600 mm脉冲燃烧风洞中开展,来流马赫数3.0,单位雷诺数2.1×10^(6)m^(-1),获得了流场纹影、壁面压力和壁面热流。结果表明:受交叉激波逆压梯度作用,层流边界层在激波交汇附近分离,并在干扰区迅速转捩;在上游安装斜坡型涡流发生器或粗糙带,诱导边界层在干扰前转捩为湍流,分离区被有效抑制,干扰区热流明显下降(热流峰值下降超过25%)。数值模拟和风洞试验得到的激波结构、壁面压力吻合良好,但壁面热流计算值明显大于试验值。对比转捩模型和湍流模型计算结果发现:明显偏高的湍流黏性系数是RANS方法在非分离区过高预测干扰区热流的主要原因。 展开更多
关键词 交叉激波 激波边界层干扰 湍流 转捩
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多点压力扫描阀测量系统在激波／湍流边界层干扰实验中的应用
19
作者 窦华书 邓学蓥 《气动实验与测量控制》 CSCD 1994年第4期61-66,共6页
多点压力测量是航空气动力研究及高性能流体机械研究中的重要测试手段。利用计算机和多点压力扫描阀系统，可以高效地完成这项任务，并可能在实验中实现数据采集及整个实验过程的自动化。我们利用ＨＰ１０００／Ａ７００计算机－ＨＰ２... 多点压力测量是航空气动力研究及高性能流体机械研究中的重要测试手段。利用计算机和多点压力扫描阀系统，可以高效地完成这项任务，并可能在实验中实现数据采集及整个实验过程的自动化。我们利用ＨＰ１０００／Ａ７００计算机－ＨＰ２２５０－测控装置－压力传感器－高速扫描阀组成的测量控制系统，在超音速风洞内对激波／湍流边界层干扰产生的流场进行了快速多点压力数据采集，并取得了可靠的结果。本文对测试和校正过程中的程序设计、测试方法和应用经验进行了介绍。 展开更多
关键词 激波 边界层 干扰 航空 气动力 多点压力测量
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压缩拐角激波/边界层干扰的可压缩湍流模型研究 被引量：4
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作者 宋友富 徐晶磊 +2 位作者 张扬 白俊强 李蒙 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第2期281-288,共8页
为研究压缩拐角激波/边界层干扰问题,抓住可压缩流动中的密度变化特性,利用构造的可压缩Von Karman尺度,基于KDO(Kinetic Dependent Only)湍流模型,发展出可压缩湍流模型CKDO(Compressible Kinetic Dependent Only)。通过对8°,16&#... 为研究压缩拐角激波/边界层干扰问题,抓住可压缩流动中的密度变化特性,利用构造的可压缩Von Karman尺度,基于KDO(Kinetic Dependent Only)湍流模型,发展出可压缩湍流模型CKDO(Compressible Kinetic Dependent Only)。通过对8°,16°,20°和24°压缩拐角算例的数值模拟,测试了其对可压缩、激波/边界层干扰这一湍流难题的求解能力。计算结果表明,总体上CKDO模型对壁面压力和壁面摩擦阻力系数的捕捉能力优于其它模型,并且随着压缩拐角角度的增大,其描述该流动的能力更加突出。CKDO模型在24°压缩拐角处计算的分离区大小仅比实验大10%左右,明显比其它模型结果好。这表明CKDO模型在模拟激波/边界层干扰这一类流动中有较好的适用性。 展开更多
关键词 超声速流动 压缩拐角 可压缩修正 激波/边界层干扰 湍流模型
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