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题名气体稀薄效应对热流计算的影响
被引量：4
- 1
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作者
陈杰
张家骐
欧吉辉
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机构
天津大学机械工程学院高速空气动力学研究室
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2019年第5期691-697,共7页
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基金
国家自然科学基金(11802202,11732011)
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文摘
临近空间高超声速飞行器的研发越来越受到关注。周恒和张涵信在《中国科学》上的《空气动力学的新问题》一文中分析了在此情况下现有的空气动力学的不足,其中之一就是需要考虑流场中可能出现的局部稀薄气体效应,并且针对临近空间高超声速飞行器边界层进行了详细的分析。陈杰和赵磊在此基础上研究了强剪切下的气体稀薄效应,给出了判别气体稀薄效应的无量纲参数 Zh ,并提出对传统连续介质模型中的黏性系数基于Zh参数进行修正。本文将通过类似的研究方法,采用DSMC (Direct Simulation Monte Carlo)研究纯导热问题中的气体稀薄效应,通过对粒子速度分布函数的分析提出了相应的刻画气体稀薄效应的参数Zh T,获得了依赖参数Zh T的导热系数修正规律,并进一步将该修正规律纳入CFD (Computational Fluid Dynamics)计算,验证了该算法对圆柱绕流问题表面热流预测的精度。
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关键词
稀薄气体效应
有效导热系数
热流计算
DSMC
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Keywords
rarefied gas effect
effective thermal conductivity
heat flux
DSMC
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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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题名有局部稀薄气体效应的高超声速流动数值模拟
被引量：4
- 2
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作者
欧吉辉
赵磊
陈杰
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机构
天津大学机械工程学院高速空气动力学研究室天津市现代工程力学重点实验室
中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2019年第2期193-200,共8页
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基金
国家自然科学基金(11802202
11732011)
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文摘
近空间高超声速飞行器当飞行高度和速度足够高时,其流场计算可能要考虑稀薄气体效应,传统的计算流体力学(CFD)方法预测的阻力和升阻比将不够准确。而现有的模拟稀薄气体流动的计算方法由于其计算量巨大,难以在工程实际中应用。因此需要发展能用于近空间高超声速飞行器流场的可行、可靠的计算方法。陈杰和赵磊在文献[1]中针对边界层中既有强剪切而气体分子自由程又相对较大的情况进行分析,提出了刻画此类局部稀薄效应的无量纲参数Zh,并提出了在传统CFD中通过采用依赖于Zh参数的等效黏性系数考虑局部稀薄效应对阻力计算影响的研究思路。因此,本文尝试将此等效黏性系数纳入CFD模型中,以在70km高空,以马赫数15飞行的小迎角钝平板为例,来检验计算方法是否合理可行。结果表明:和传统的CFD方法所得结果相比,新模型计算的阻力减小,升阻比增加,其改进的方向与现有飞行试验结果定性相符,且所增加的计算时间非常有限,可方便地应用于现有的计算空气动力学中。
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关键词
局部稀薄效应
CFD模型
等效黏性系数
高超声速流动
近空间
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Keywords
local rarefaction effect
CFD model
effective viscosity
hypersonic flow
near space
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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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题名发动机外罩波纹形尾缘降噪机理初探
被引量：1
- 3
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作者
苏彩虹
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机构
天津大学机械工程学院高速空气动力学研究室
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2018年第3期410-416,共7页
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基金
国家自然科学基金(11472188)
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文摘
喷气发动机的射流是起飞过程中主要的噪声源之一。发动机外罩外的流动和外涵道内的环形射流在尾缘下游形成一个强剪切层。由剪切层的不稳定性产生的大尺度结构是一个重要的噪声源。近年发现,一些现代航空发动机外罩采用了波纹形尾缘的设计,被认为是一种降噪的措施。本文采用简化模型,即一个分割两层流体的平板后缘形成的剪切层,从流动稳定性的角度探讨其降噪的机理。研究发现,对于平直尾缘的情况,尾缘后会产生二维的非定常涡,对应的是剪切层中最不稳定的模态。而对于波纹形尾缘的情况,则不存在二维模态。对三维平均流的全局稳定性分析显示,所得三维最不稳定模态的增长率显著小于平滑尾缘的情况。数值模拟结果也证实了这一结论。因此,波纹形尾缘降噪的机理可以归结为,波纹形设计降低了平均流的不稳定性,从而降低了大尺度结构的增长率和幅值,使得Lighthill声源项中雷诺应力的二阶导数项也相应大幅减小,从而降低了噪声。
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关键词
发动机
气动噪声
稳定性
波纹形
尾缘
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Keywords
jet engine
aeroacoustics
stability
chevron
trailing edge
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分类号
O427.4
[理学—声学]
V231.3
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名高超声速边界层基频二次失稳条纹结构的稳定性
被引量：1
- 4
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作者
李玲玉
刘建新
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机构
天津大学机械工程学院高速空气动力学研究室
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2021年第5期63-74,共12页
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基金
国家重点研发计划(2016YFA0401200)
自然科学基金重大研究计划培育项目(91952202)。
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文摘
近年来在高超声速边界层的直接数值模拟和静风洞实验研究中,相继发现了边界层转捩前出现的典型基频模态二次失稳现象,其主要成分为流向条纹结构。全文以高超声速平板边界层为研究对象,采用线性稳定性分析和二次稳定性分析的方法,对边界层内条纹结构的产生机制和无黏稳定性特征进行了研究。结果表明:首次失稳扰动幅值对二次失稳类型有影响。当首次失稳扰动幅值较大时,基频模态占主导,其主要成分为条纹结构,表现为流向涡。该条纹结构存在着多个无黏失稳模态,其中低频模态对应于第一模态在三维边界层内的扩展,高频模态对应于可压缩的第二模态。这一研究成果为进一步开展高超声速边界层转捩机制研究奠定了基础。
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关键词
二次失稳
基频模态
条纹结构
高超声速边界层
Mack模态
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Keywords
secondary instability
fundamental mode
streaky structures
hypersonic boundary layer
Mack mode
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分类号
O317
[理学—一般力学与力学基础]
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题名超声速混合层气动声场的数值模拟
- 5
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作者
马利宇
方一红
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机构
天津大学机械工程学院高速空气动力学研究室
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出处
《空气动力学学报》
CSCD
北大核心
2019年第5期770-776,共7页
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基金
国家自然科学基金(91852110,11332007)
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文摘
超声速混合层的噪声是气动声学研究的经典问题,制约着航空发动机性能的提升。本文用数值方法对超声速混合层声辐射特性进行研究,具体方法:用抛物化稳定性方程(PSE)计算混合层近场大尺度扰动演化,结合一种基于渐进展开和稳定性分析的积分预测远场声压,得到快慢两种模态马赫波辐射的强度和方向。分析了上下侧来流温度对气动声场的影响,结果表明,上下侧温度比小于1时,慢模态占优;而上下侧温度比大于1时,快模态占优。
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关键词
抛物化稳定性方程
超声速混合层
快慢模态
温度比
马赫波辐射
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Keywords
parabolized stability equations
supersonic mixing layer
fast and slow mode
temperature ratio
Mach wave radiation
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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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