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题名超音速翼型激波边界层干扰的数值模拟
被引量：1
- 1
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作者
朱继锋
李栋
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机构
西北工业大学航空学院
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出处
《科学技术与工程》
2007年第11期2727-2730,2744,共5页
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文摘
通过求解可压缩雷诺平均N-S方程(RANS)和S-A湍流模型,数值模拟了菱形翼型在超音速情况下的流动,并对在超音速飞行中襟翼偏转产生的激波-边界层干扰现象进行了分析和比较。计算得到的压力系数与理论计算的结果比较吻合,力矩系数也符合理论分析的结果。
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关键词
超音速
菱形翼型
激波-边界层干扰
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Keywords
supersonic diamond aerofoil shock wave-boundary layer interaction
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分类号
V215.21
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名进气道激波-边界层两种控制方法数值模拟研究
被引量：1
- 2
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作者
熊有德
李仁府
周玲
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机构
华中科技大学能源与动力工程学院
华中科技大学航空航天学院
北京理工大学宇航学院
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出处
《航空兵器》
CSCD
北大核心
2019年第5期63-68,共6页
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基金
国家科技部国际科技合作专项(2015DFA81640)
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文摘
为了减小高速进气道内激波-边界层的干扰,对施加被动吹吸控制和泄压控制的二维进气道进行了数值模拟。首先分析了进气道喉部由于激波-边界层干扰形成的大规模分离区在两种控制方法下流场结构和流场品质的变化,发现两种控制方法均能减小分离区的范围,降低分离区内的压力和回流速度,提高流场均匀性。之后比较了不同马赫数下两种控制方法的性能。结果表明,两种控制方法均能显著降低进气道不起动马赫数,提升总压恢复系数。其中泄压控制效果优于被动吹吸控制效果;但后者不会带来流量损失和静压比下降的影响。
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关键词
被动吹吸控制
泄压控制
激波-边界层干扰
数值模拟
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Keywords
passive blowing and bleeding control
pressure relief control
shock waves and boundary layer interactions
numerical simulation
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名跨音速翼型的抖振特性研究
被引量：2
- 3
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作者
杨永年
叶正寅
赵令诚
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机构
西北工业大学飞机系
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出处
《机械科学与技术》
CSCD
北大核心
2000年第z1期5-6,共2页
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基金
国家自然科学基金
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文摘
采用二元非定常Ｎ－Ｓ方程为控制方程，计算跨音速翼型升力系数和力矩系数的 时间历程。根据气动力系数的脉动量急剧上升的起始点确定抖振起始边界。气动力 系数脉动量的大小可用来表示抖振强度。以ＮＡＣＡ００１２翼型为算例，计算结果和风 洞实验结果以及其它计算方法的计算结果相比较，一致性很好。
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关键词
抖振
跨音速
激波-边界层干扰
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Keywords
Buffet
Transonic
Shock-boundary layer interaction
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分类号
V214．3+3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名典型工况下旋转爆震发动机进气道流动特性研究
被引量：5
- 4
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作者
王卫星
张仁涛
李宥晨
罗龙康
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机构
南京航空航天大学能源与动力学院
中航工业南京机电科技有限公司
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出处
《推进技术》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2021年第4期931-940,共10页
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基金
国家自然科学基金(11502111)
航空动力基金(6141B09050341)。
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文摘
为了分析旋转爆震发动机燃烧室高频超高压周向压力脉动对进气道扩张段流动特征的影响,采用三维定常/非定常数值仿真方法对旋转爆震发动机进气道扩张段流动特性开展研究。研究结果表明:受下游燃烧室旋转爆震波影响,扩张段内存在呈螺旋状向上游传播的运动激波;运动激波向上游传播过程中强度衰减、传播速度下降,激波形态由类正激波向类斜激波演化,运动激波逐步向驻激波演变,运动激波/边界层干扰诱发的回流区逐步向波前扩展,波面坐标系下波前亚声区相对厚度逐渐增大;与定常反压状态相比,旋转爆震工作状态进气道出口静温、总温较高,总压较低。
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关键词
超声速进气道
旋转爆震
运动激波
激波-边界层干扰
数值仿真
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Keywords
Supersonic inlet
Rotating detonation
Moving shock
Shock-boundary layer interactions
Numerical simulation
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分类号
V211.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名直流放电控制高速带斜坡锥体气动力的有效性研究
- 5
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作者
王宏宇
闵夫
解真东
龙正义
贾尧
杨彦广
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机构
中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
中国空气动力研究与发展中心跨流域空气动力学实验室
西北工业大学航空学院
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2023年第9期48-58,共11页
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基金
国家重点研发计划(2019YFA0405300)
国家自然科学基金(12002363,12202473)。
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文摘
基于直流放电激波重构气动力控制原理,开展了带斜坡锥体模型的高速(Ma=6)气动力控制风洞试验,采用光纤天平技术,考察了模型在两种放电功率(284 W和517 W)下的气动力/力矩变化情况,并采用纹影成像研究了放电对流动拓扑的影响。纹影图像揭示了由于放电热阻塞和马赫数降低引起的波系重构现象,表现为放电诱导压缩波和再附激波弱化、角度减小。天平信号验证了放电使得模型的轴向力、法向力和俯仰力矩减小,放电功率较大时控制效果明显。通过求解带功率密度源项的Navier-Stokes方程模拟放电的加热效应,数值研究了模型气动力随功率密度的变化规律及加热位置对控制能力的影响。研究表明:模型气动力变化率与功率密度呈正相关;当以激励器的上游位置为参考点时,俯仰力矩变化显著;当加热位置靠近斜坡时,控制能力降低。
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关键词
等离子体流动控制
高速飞行器
激波-边界层干扰
直流放电
高速气动力控制
风洞试验
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Keywords
plasma flow control
high speed vehicle
shock wave/boundary layer interaction
direct current discharge
hypersonic aerodynamic control
wind tunnel experiment
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分类号
V211.7
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
O357.42
[理学—流体力学]
O354.3
[理学—流体力学]
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