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激波-涡干扰声场的数值研究
1
作者 胡国庆 傅德薰 马延文 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2001年第6期721-728,共8页
采用高精度差分格式求解非定常可压缩Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，对激波－单涡／双涡相互干扰产生的声场进行了直接数值模拟。详细研究了波－涡干扰声场结构的早期发展阶段，将激波－单涡的计算结果和相应实验进行了对比，并给出... 采用高精度差分格式求解非定常可压缩Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，对激波－单涡／双涡相互干扰产生的声场进行了直接数值模拟。详细研究了波－涡干扰声场结构的早期发展阶段，将激波－单涡的计算结果和相应实验进行了对比，并给出近场声压的衰减规律。在此基础上模拟较为复杂的激波－双涡干扰，给出不同旋涡旋转方向下的声场结构。 展开更多
关键词 气动声学 涡波干扰 紧致差分格式 数值模拟 可压缩流 声场
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ENO-AUSMPW格式对激波涡干扰的数值模拟
2
作者 段毅 杨永 张运辉 《航空计算技术》 2005年第3期21-24,共4页
高阶ENO格式在复杂流场计算中具有重要的地位,它理论上可以达到任何阶的精度。本文采用二维高阶ENO插值方法,构造了高阶AUSMPW格式,并对包含复杂激波结构的激波涡干扰流场进行了数值模拟。计算结果表明了高阶ENO插值下的AUSMPW格式具有... 高阶ENO格式在复杂流场计算中具有重要的地位,它理论上可以达到任何阶的精度。本文采用二维高阶ENO插值方法,构造了高阶AUSMPW格式,并对包含复杂激波结构的激波涡干扰流场进行了数值模拟。计算结果表明了高阶ENO插值下的AUSMPW格式具有较高的激波分辨率和较低的数值耗散。 展开更多
关键词 高阶ENO AUSMPW 激波涡干扰 系数重构 EULER方程
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高温风洞收集口对舱压试验匹配性影响的研究
3
作者 王彪 曹知红 +2 位作者 李彦良 田宁 赵玲 《导弹与航天运载技术（中英文）》 CSCD 北大核心 2024年第2期80-85,共6页
针对高温燃气流风洞试验中舱压不稳定可能造成试验设施损害的问题,从波系与分离涡之间相互干扰的角度,开展了扩压器的收集口位置和尺寸对舱压试验匹配性影响的机理研究。使用计算流体力学方法对不同收集口位置和尺寸的工况进行了模拟,... 针对高温燃气流风洞试验中舱压不稳定可能造成试验设施损害的问题,从波系与分离涡之间相互干扰的角度,开展了扩压器的收集口位置和尺寸对舱压试验匹配性影响的机理研究。使用计算流体力学方法对不同收集口位置和尺寸的工况进行了模拟,得到了试验舱内的压力分布情况,研究了波系与分离涡之间的相互干扰对试验稳定运行的影响,为收集口的优化设计提供了参考。研究表明,合理的收集口位置和尺寸,能够增强波系与锥身后的分离涡的相互影响,避免分离涡主导收集口,增加主流的通流量,减小舱内溢流及其产生的回流涡的尺度,有利于试验的成功开展。 展开更多
关键词 高温燃气流风洞 扩压器 收集口 舱压 波涡相互干扰
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翼身厚度对小展弦比飞翼布局流动特性的影响 被引量：1
4
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。 展开更多
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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超声速弱欠膨胀冲击射流流场结构 被引量：2
5
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。 展开更多
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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Mini-TED改变翼型跨声速性能的数值分析 被引量：12
6
作者 周华 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第8期1367-1373,共7页
用数值方法对比分析了NACA0012翼型在微小后缘装置(Mini-TED)打开前后跨声速气动性能的变化,并对其增升机理进行了初步分析。数值结果表明,Mini-TED可以将翼型上表面激波位置大幅度后移,大大提高翼型的升力。在小迎角条件下,Mini-TED后... 用数值方法对比分析了NACA0012翼型在微小后缘装置(Mini-TED)打开前后跨声速气动性能的变化,并对其增升机理进行了初步分析。数值结果表明,Mini-TED可以将翼型上表面激波位置大幅度后移,大大提高翼型的升力。在小迎角条件下,Mini-TED后面存在一个由3个旋涡构成的稳定流动结构,正是这个旋涡结构改变了后缘库塔条件,导致上翼面激波位置的变化,进而大幅度提高了升力。当迎角增加后,后缘旋涡结构中的一个旋涡逐渐上移并与激波诱导的分离区合并,从而加速了翼型上表面分离。由于Mini-TED使得迎风面积增加,因而导致升力和阻力同时大幅上升,但总体上看仍然能够大幅度提高升阻比,证明Mini-TED后缘设计是一种极有潜力的新型高升力装置。 展开更多
关键词 微小后缘装置 高升力装置 波涡干扰 流动控制 翼型
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头部厚度分布对飞翼布局失速特性影响研究 被引量：1
7
作者 单继祥 黄勇 张旭 《中国科学：技术科学》 EI CSCD 北大核心 2017年第9期985-991,共7页
跨音速条件下,大后掠飞翼布局翼身厚度分布影响激波/前缘涡干扰,进一步影响全机的失速特性.本文采用数值模拟方法,研究了跨音速时头部翼身厚度分布对小展弦比飞翼布局失速特性的影响规律及其对失速迎角附近激波/前缘涡干扰特性的影响.... 跨音速条件下,大后掠飞翼布局翼身厚度分布影响激波/前缘涡干扰,进一步影响全机的失速特性.本文采用数值模拟方法,研究了跨音速时头部翼身厚度分布对小展弦比飞翼布局失速特性的影响规律及其对失速迎角附近激波/前缘涡干扰特性的影响.研究结果表明,减小机身头部厚度,将使机身背风侧第一道激波位置后移,激波/前缘涡干扰减弱,涡破裂点位置后移.将座舱位置后移10%机身长度,可使背风侧第一道激波位置后移到后缘附近,前缘涡破裂迎角增大4°左右,使全机失速迎角和可用升力系数增大,显著改善失速特性和俯仰力矩上仰特性.同时,将机头座舱位置后移,有利于减小全机的航向静不稳定裕度,提高航向静稳定性.该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基础. 展开更多
关键词 飞翼布局 小展弦比 激波/前缘涡干扰 翼身厚度 数值模拟
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