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超声速弱欠膨胀冲击射流流场结构
被引量：
2
1
作者
崔新光
姚朝晖
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2008年第6期684-689,共6页
为了对超声速弱欠膨胀冲击射流的流场结构细节进行研究,使用大涡模拟方法对其进行了数值模拟。利用三阶迎风和四阶对称紧致格式对无量纲化轴对称可压缩滤波N-S方程进行空间离散,时间上推进采用的是三阶精度的TVD型Rugge-kutta法。亚格...
为了对超声速弱欠膨胀冲击射流的流场结构细节进行研究,使用大涡模拟方法对其进行了数值模拟。利用三阶迎风和四阶对称紧致格式对无量纲化轴对称可压缩滤波N-S方程进行空间离散,时间上推进采用的是三阶精度的TVD型Rugge-kutta法。亚格子尺度模型采用的是修正Sm agorinsky涡粘性模型。通过与经典的冲击射流实验比较,证明了程序的可靠性。数值模拟得到了剪切层以及壁面射流中的涡结构和主射流中的激波结构,并且在此基础上对涡合并和板前激波和涡干扰现象进行了深入研究。发现涡合并现象主要出现在流场的上游,越往下游出现的几率越小;涡和板前激波的相互作用会引起激波位置和强度以及冲击平板上冲击区的压强的显著变化,同时也会导致涡的变形。
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关键词
超声速冲击射流
紧致格式
大
涡
模拟
涡
合并
激波涡干扰
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职称材料
翼身厚度对小展弦比飞翼布局流动特性的影响
被引量：
2
2
作者
单继祥
黄勇
彭鑫
《南京航空航天大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016年第4期503-508,共6页
跨音速条件下,激波将导致大后掠飞翼布局出现激波/边界层干扰、激波/前缘涡干扰等复杂流动现象,对其流动特性、气动性能产生严重影响。本文采用数值模拟方法研究了跨音速时小展弦比飞翼布局流动特性随迎角的演化,并分析了翼身厚度对前...
跨音速条件下,激波将导致大后掠飞翼布局出现激波/边界层干扰、激波/前缘涡干扰等复杂流动现象,对其流动特性、气动性能产生严重影响。本文采用数值模拟方法研究了跨音速时小展弦比飞翼布局流动特性随迎角的演化,并分析了翼身厚度对前缘涡流动的影响。计算结果表明:在无前缘涡区,翼身厚度在机头处引起侧洗作用,在尾部出现激波/边界层干扰现象,导致流动分离;在前缘涡发展区,翼身厚度的侧洗作用使飞翼模型前缘涡形成较晚,影响区域减小,但使其前缘涡发展较快,强度增大,在背风侧诱导的吸力增加,从而使前缘涡涡升力基本不变;同时,侧洗作用导致翼身背风侧激波位置前移,诱导前缘涡破裂,使涡破裂迎角大幅减小。本文研究为大后掠飞翼布局气动布局设计和流动机理分析提供了基础。
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关键词
飞翼布局
小展弦比
前缘
涡
翼身厚度
激
波
/前缘
涡
干扰
数值模拟
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职称材料
题名
超声速弱欠膨胀冲击射流流场结构
被引量：
2
1
作者
崔新光
姚朝晖
机构
清华大学航天航空学院
出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2008年第6期684-689,共6页
基金
国家自然科学基金资助项目(10572074)
文摘
为了对超声速弱欠膨胀冲击射流的流场结构细节进行研究,使用大涡模拟方法对其进行了数值模拟。利用三阶迎风和四阶对称紧致格式对无量纲化轴对称可压缩滤波N-S方程进行空间离散,时间上推进采用的是三阶精度的TVD型Rugge-kutta法。亚格子尺度模型采用的是修正Sm agorinsky涡粘性模型。通过与经典的冲击射流实验比较,证明了程序的可靠性。数值模拟得到了剪切层以及壁面射流中的涡结构和主射流中的激波结构,并且在此基础上对涡合并和板前激波和涡干扰现象进行了深入研究。发现涡合并现象主要出现在流场的上游,越往下游出现的几率越小;涡和板前激波的相互作用会引起激波位置和强度以及冲击平板上冲击区的压强的显著变化,同时也会导致涡的变形。
关键词
超声速冲击射流
紧致格式
大
涡
模拟
涡
合并
激波涡干扰
Keywords
Supersonic impinging jet
Compact scheme
Large-eddy simulation
Vortex merging
Shock-vortex interaction
分类号
TP601 [自动化与计算机技术—控制理论与控制工程]
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职称材料
题名
翼身厚度对小展弦比飞翼布局流动特性的影响
被引量：
2
2
作者
单继祥
黄勇
彭鑫
机构
中国工程物理研究院总体工程研究所
中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所
出处
《南京航空航天大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016年第4期503-508,共6页
文摘
跨音速条件下,激波将导致大后掠飞翼布局出现激波/边界层干扰、激波/前缘涡干扰等复杂流动现象,对其流动特性、气动性能产生严重影响。本文采用数值模拟方法研究了跨音速时小展弦比飞翼布局流动特性随迎角的演化,并分析了翼身厚度对前缘涡流动的影响。计算结果表明:在无前缘涡区,翼身厚度在机头处引起侧洗作用,在尾部出现激波/边界层干扰现象,导致流动分离;在前缘涡发展区,翼身厚度的侧洗作用使飞翼模型前缘涡形成较晚,影响区域减小,但使其前缘涡发展较快,强度增大,在背风侧诱导的吸力增加,从而使前缘涡涡升力基本不变;同时,侧洗作用导致翼身背风侧激波位置前移,诱导前缘涡破裂,使涡破裂迎角大幅减小。本文研究为大后掠飞翼布局气动布局设计和流动机理分析提供了基础。
关键词
飞翼布局
小展弦比
前缘
涡
翼身厚度
激
波
/前缘
涡
干扰
数值模拟
Keywords
flying-wing configuration
low aspect ratio
leading edge vortex
wing-body thicknesseffect
shock-leading edge vortex interaction
numerical simulation
分类号
V212.1 [航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
超声速弱欠膨胀冲击射流流场结构
崔新光
姚朝晖
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2008
2
在线阅读
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职称材料
2
翼身厚度对小展弦比飞翼布局流动特性的影响
单继祥
黄勇
彭鑫
《南京航空航天大学学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2016
2
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