期刊文献+
共找到20篇文章
< 1 >
每页显示 20 50 100
高马赫数激波作用下单模界面的Richtmyer-Meshkov不稳定性数值模拟
1
作者 高士清 邹立勇 +2 位作者 唐久棚 李季 林健宇 《爆炸与冲击》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第7期36-56,共21页
为了研究高马赫数激波冲击下的单模界面Richtmyer-Meshkov(RM)不稳定性,特别是高马赫数激波带来的热化学非平衡效应的影响,采用基于有限体积方法的二维高温非平衡流动程序,利用自适应非结构网格模拟了空气中高马赫数激波冲击两侧温度不... 为了研究高马赫数激波冲击下的单模界面Richtmyer-Meshkov(RM)不稳定性,特别是高马赫数激波带来的热化学非平衡效应的影响,采用基于有限体积方法的二维高温非平衡流动程序,利用自适应非结构网格模拟了空气中高马赫数激波冲击两侧温度不同的单模界面导致的RM不稳定现象。研究中涵盖了轻/重界面和重/轻界面2种情况,涉及的激波马赫数范围分别为6~9和8~11。对比了冻结流、热非平衡流和热化学非平衡流3种气体模式下的流场演化过程,揭示了扰动增长和增长率的变化规律。通过对比扰动增长的线性理论和非线性理论,分析了初始激波马赫数和初始扰动尺度的变化对RM不稳定性的影响,同时讨论了涡量场分布和环量的演化规律。结果表明,与冻结流相比,热化学非平衡流中透射激波、反射波及界面速度明显不同,扰动振幅增长率峰值降低,界面增长率脉动减弱,界面不稳定性增长速度变慢。通过对比多种理论模型和本文的数值模拟结果,发现Zhang-Sohn模型相对于其他模型更适用于高马赫数激波作用下的单模界面RM不稳定性问题。对涡量场的研究发现,有2个较强的涡量生成区域,一个位于界面上,另一个位于透射激波波后,这同低马赫数下涡量主要在界面上生成的结论显著不同。此外,热化学非平衡流中环量的幅值大小低于冻结流中的结果,这与热化学非平衡流中扰动的增长低于冻结流的结论对应。 展开更多
关键词 RICHTMYER-MESHKOV不稳定性 高马赫数激波 高温非平衡效应 Zhang-Sohn模型
下载PDF
高速高温湍流研究进展
2
作者 袁先旭 刘朋欣 +3 位作者 周清清 傅亚陆 杨肖峰 杜雁霞 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第4期1-13,I0001,共14页
低空域高速飞行条件下的飞行器表面边界层具有高马赫数、高雷诺数、高总焓的特点。较高的来流雷诺数使边界层发生从层流到湍流的转捩,而强激波压缩形成的高温环境将导致气体分子出现振动能激发、离解、电离等热化学非平衡过程,完全气体... 低空域高速飞行条件下的飞行器表面边界层具有高马赫数、高雷诺数、高总焓的特点。较高的来流雷诺数使边界层发生从层流到湍流的转捩,而强激波压缩形成的高温环境将导致气体分子出现振动能激发、离解、电离等热化学非平衡过程,完全气体假设将不再适用。两种效应强烈耦合形成高温湍流,进而带来高温边界层扰动演化与多尺度涡结构、高温强扰动下气固界面多相反应、极端高温环境等离子体湍流等新的流动物理问题。本文从机理、预测、实验测量等方面,总结了高速高温湍流领域的研究进展和现状,展望了未来需要关注的研究方向。 展开更多
关键词 高马赫数 湍流 高温非平衡 表面效应 电磁效应
下载PDF
不同对流马赫数下光束畸变的实验研究 被引量:5
3
作者 甘才俊 李烺 +2 位作者 毛涛 马汉东 熊红亮 《光学技术》 CAS CSCD 北大核心 2011年第6期730-734,共5页
利用双曝光CCD相机成像技术,研究了小直径光束穿越可压缩混合层流场后所引起的气动光学效应。实验研究结果表明:在不同对流马赫数(Mc=0.17,0.45)下,光束投影(点扩散函数,PSF)发生了不同程度的变形和偏移。此外在不同对流马赫数下细光束... 利用双曝光CCD相机成像技术,研究了小直径光束穿越可压缩混合层流场后所引起的气动光学效应。实验研究结果表明:在不同对流马赫数(Mc=0.17,0.45)下,光束投影(点扩散函数,PSF)发生了不同程度的变形和偏移。此外在不同对流马赫数下细光束投影都存在扩束、缩束和面积几乎不变的现象,但光束投影出现扩、缩束的概率不同。 展开更多
关键词 气动光学效应 对流马赫数 点扩散函数
下载PDF
高速机动下附面层聚焦效应对机载激光通信性能影响 被引量:2
4
作者 张曦文 赵尚弘 +2 位作者 侯睿 李勇军 邓博于 《空军工程大学学报(自然科学版)》 CSCD 北大核心 2015年第2期57-60,共4页
针对机间光通信中的附面层效应问题,通过对附面层结构的分析,将飞机舱壁外侧附面层视为负透镜,在飞机高速机动和高空大气条件下,对其在机载光通信光束传播中的聚焦效应进行了仿真研究。结果表明:保持飞行高度不变,随着飞行马赫数的增加... 针对机间光通信中的附面层效应问题,通过对附面层结构的分析,将飞机舱壁外侧附面层视为负透镜,在飞机高速机动和高空大气条件下,对其在机载光通信光束传播中的聚焦效应进行了仿真研究。结果表明:保持飞行高度不变,随着飞行马赫数的增加,附面层的聚焦效应增强。位于海平面高度,马赫数为2以上的飞行平台,附面层焦距和平台曲率半径的比值-F/Rs下降到8以下;当海拔升高到10km和15km,该比值可分别达到16和25;当-F/Rs达到6.3以上,则可满足通信误码率条件。 展开更多
关键词 附面层 聚焦效应 马赫数 飞行高度 误码率
下载PDF
飞行Ma12条件超燃发动机流场及燃烧特征分析 被引量:4
5
作者 何粲 邢建文 +2 位作者 欧阳浩 邓维鑫 肖保国 《力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第3期622-632,共11页
为提升针对高马赫数发动机的模拟能力,对计算方法进行了可压缩性修正,并针对飞行Ma12条件下超燃冲压发动机进行了多状态三维数值模拟,分析了发动机内波系、参数以及燃烧性能特征.研究结果表明:(1)修正后的方法计算所得激波位置及强度与... 为提升针对高马赫数发动机的模拟能力,对计算方法进行了可压缩性修正,并针对飞行Ma12条件下超燃冲压发动机进行了多状态三维数值模拟,分析了发动机内波系、参数以及燃烧性能特征.研究结果表明:(1)修正后的方法计算所得激波位置及强度与试验值吻合,在激波串模拟、高马赫数发动机模拟上均展现了更优的能力.(2)发动机内形成激波与反射波系,燃烧并未改变波系贯穿流道的基本结构,且随着当量比增加,激波角增大,反射激波数量增多,激波交汇带来的温升与压升有利于燃烧释热,且随着反射激波沿流向减弱,激波导致的壁面热流升高现象逐渐减弱.(3)流场中绝大部分区域为非预混燃烧.燃烧室后段平均静温超过2500 K,完全产物H_(2)O减少,H_(2)与O_(2)燃烧效果变差,发动机可利用的有效释热在燃烧室前段增加,在后段减少.O原子复合主要发生在喷管中.(4)当量比0.5时,化学反应主要发生在燃烧室前部;当量比1.0时,反应距离更长.当量比0.5与1.0下燃烧室阻力差异较小,总推力系数提升主要由尾喷管贡献.燃烧会导致燃烧室摩阻及整机总摩阻减小,进气道与尾喷管摩阻变化较小. 展开更多
关键词 高马赫数 超燃冲压发动机 可压缩性修正 有效释热
下载PDF
煤粉炉内扩散火焰关于大尺度涡的“砂轮”效应初探
6
作者 龚光彩 梅炽 周萍 《湖南大学学报(自然科学版)》 EI CAS CSCD 北大核心 2001年第2期100-106,共7页
以 1 1 0 MW、四角切向喷射的煤粉动力锅炉为对象 ,借助CFX4 .2软件 ,在α-2 50工作站对该型锅炉的燃烧过程开展了数据模拟研究 .研究发现 :在该型炉膛内存在某种由准强制涡和准自由涡所组成的涡结构 ,这些涡均属于大尺度涡 (非亚格子涡... 以 1 1 0 MW、四角切向喷射的煤粉动力锅炉为对象 ,借助CFX4 .2软件 ,在α-2 50工作站对该型锅炉的燃烧过程开展了数据模拟研究 .研究发现 :在该型炉膛内存在某种由准强制涡和准自由涡所组成的涡结构 ,这些涡均属于大尺度涡 (非亚格子涡 ) ;在这些准强制涡和准自由涡即大尺度涡之间以及某些涡与固壁或涡与喷射气流之间因扩散燃烧及强剪切而导致局部火焰增强现象即所谓“砂轮”效应 .从 Zeldovich转换和广义Reynolds比拟及粘性耗散的角度 。 展开更多
关键词 大尺度涡 准强制涡 准自由涡 “砂轮”效应 煤粉炉 燃烧模拟 扩散火焰
下载PDF
真实气体效应下高马赫数内转进气道特性研究 被引量:7
7
作者 代春良 孙波 +2 位作者 梁晓扬 卓长飞 张堃元 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第7期1473-1483,共11页
为初步研究高马赫数内转进气道在真实气体效应下的工作特性,首先设计额定工作状态Ma=12的高超声速内转进气道,再结合不同气体模型对其进行数值模拟。研究结果表明:化学非平衡气体在流场结构、工作性能和气动加热方面与热完全气体较为相... 为初步研究高马赫数内转进气道在真实气体效应下的工作特性,首先设计额定工作状态Ma=12的高超声速内转进气道,再结合不同气体模型对其进行数值模拟。研究结果表明:化学非平衡气体在流场结构、工作性能和气动加热方面与热完全气体较为相近,与热化学非平衡气体存在一定差别。离解反应发生在边界层内和低速涡流区内,热化学非平衡气体的离解反应程度比化学非平衡气体大。在隔离段内激波反射处,相比完全气体,化学反应气体的静温降低了2000~2500K。高热流区在上壁面喉道位置与下壁面激波反射点位置附近,温度较高的等温壁面、热化学非平衡气体均可降低壁面热流密度,不同壁面条件对隔离段出口性能参数影响较为明显。真实气体效应、壁面温度对隔离段涡流区的影响较为复杂,有待进一步研究。 展开更多
关键词 真实气体效应 高马赫数内转进气道 数值模拟 热化学非平衡气体 壁面温度 进气道特性
下载PDF
真实气体效应对Ma10级进气道流动的影响 被引量:12
8
作者 张启帆 岳连捷 +3 位作者 贾轶楠 张新宇 李欣 高雄 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第5期1042-1050,共9页
为了探究高马赫数超燃冲压发动机高速飞行时真实气体效应对进气道流场的影响,仿真获得了不同气体模型下Ma10级进气道流场结构和性能。结果表明:进气道主流流场温度较低,不足以触发空气的离解反应,反应仅发生在边界层内,但反应程度较低,... 为了探究高马赫数超燃冲压发动机高速飞行时真实气体效应对进气道流场的影响,仿真获得了不同气体模型下Ma10级进气道流场结构和性能。结果表明:进气道主流流场温度较低,不足以触发空气的离解反应,反应仅发生在边界层内,但反应程度较低,远未达到化学平衡状态,除了边界层温度及热载荷特性,其流场结果则更为贴近冻结流流场,因而化学非平衡模型与热完全气体模型的进气道通流流场结构和性能基本一致。而真实气体效应导致边界层特性的不同,对进气道起动特性产生影响,吸热离解反应通过对进口分离包的抑制和增大进口马赫数将进气道的再起动马赫数从9.8降低到9.4。在对进气道在宽速域应用中的钝化设计研究发现,真实气体效应虽然对前缘钝化进气道流场的压力分布和性能无明显影响,但是其能起到整体降低壁面热流的作用,不仅钝头处的热流降低了1MW/m2,通道内的热流也整体降低了0.1MW/m2。 展开更多
关键词 真实气体效应 高马赫数进气道 化学非平衡气体模型 热完全气体模型 前缘钝化 再起动性能
下载PDF
叶片式预旋喷嘴出口流场实验研究
9
作者 孔晓治 刘高文 +2 位作者 刘育心 龚文彬 王掩刚 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第10期2279-2287,共9页
叶片式预旋喷嘴具有尺寸小,落后角大的特点。为了详细研究小尺寸预旋喷嘴的预旋性能,采用五孔探针对叶片式预旋喷嘴的出口流场进行了实验研究。测量了Ma=0.2,0.3时喷嘴出口的压力分布、速度分布和出口气流角度分布,实验获得了喷嘴的落... 叶片式预旋喷嘴具有尺寸小,落后角大的特点。为了详细研究小尺寸预旋喷嘴的预旋性能,采用五孔探针对叶片式预旋喷嘴的出口流场进行了实验研究。测量了Ma=0.2,0.3时喷嘴出口的压力分布、速度分布和出口气流角度分布,实验获得了喷嘴的落后角和预旋效率,并进行了与实验工况相同的数值计算。通过实验获得的总压云图以及速度云图,可以发现叶片式预旋喷嘴的端壁二次流损失、尾迹损失严重,有明显的边界层分离现象。Ma=0.2时,喷嘴Re数为5.76×10^4,落后角2.84°,实验测得的预旋效率为0.73;Ma=0.3时,喷嘴Re数为1.06×10^5,预旋效率提高至0.77。实验模型端壁的影响使预旋效率实验结果偏低6.5%左右。数值结果与实验测得各参数符合较好:数值结果与测得的喷嘴出口截面平均总压、静压偏差在1%以内;出气速度、周向速度以及出气角度与实验结果偏差在4%以内。数值计算表明,叶片式预旋喷嘴的预旋效率基本不受压比影响,随Re数增大先增大后基本不变,最后基本稳定在0.85。 展开更多
关键词 叶片式预旋喷嘴 落后角 预旋效率 马赫数 雷诺数
下载PDF
水平分层低马赫数运动介质中的声传播
10
作者 陈雨晨 张海刚 +2 位作者 郭俊媛 龚李佳 杨士莪 《声学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第4期794-801,共8页
针对海流对水声传播的影响,基于高斯波束追踪方法,利用高频近似的低马赫数亥姆霍兹方程,建立了三维低马赫数运动介质下的声传播模型,并将该模型应用于浅海与深海水平分层介质下的声传播问题。仿真结果表明,海流能定性定量地改变声传播... 针对海流对水声传播的影响,基于高斯波束追踪方法,利用高频近似的低马赫数亥姆霍兹方程,建立了三维低马赫数运动介质下的声传播模型,并将该模型应用于浅海与深海水平分层介质下的声传播问题。仿真结果表明,海流能定性定量地改变声传播模式。浅海环境下,声速梯度大于流速梯度,导致顺逆流声线反转点的差别随着距离增加而增大;此外声线到达结构也会发生较大改变。深海环境下,流速梯度大于声速梯度,顺流方向表面声道消失,使得表层顺逆流传播损失相差10 dB以上,同时水平分层环境中也会产生三维声传播效应。因此在流速梯度与声速梯度相当甚至更大时,海流对声传播的影响不能被忽略。 展开更多
关键词 运动介质 高斯波束追踪 三维声传播效应 低马赫数
下载PDF
人-椅系统的动压计算问题
11
作者 张云然 吴桂荣 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1995年第1期69-72,共4页
通过大量的分析、计算,提出了作用在人-椅系统上的动压修正系数F的半经验公式。给出选取修正因子ε、f(ε)的方法,仅需4个不同马赫数的阻力系数实验值。原则上,若实验结果精度较高,对阻力系数实验值的选取并无限制。但实验数... 通过大量的分析、计算,提出了作用在人-椅系统上的动压修正系数F的半经验公式。给出选取修正因子ε、f(ε)的方法,仅需4个不同马赫数的阻力系数实验值。原则上,若实验结果精度较高,对阻力系数实验值的选取并无限制。但实验数据精度不高,则上述计算的阻力系数的均方根误差就会大些。此方法不仅适用于计算像人-椅系统这样的大钝体,而且也适用于计算其它大钝体在任意马赫数范围的阻力系数,其均方根误差小于005。 展开更多
关键词 弹射座椅 动压 马赫数 风效应 航天器
下载PDF
高速膨胀天然气凝结流动特性 被引量:15
12
作者 杨文 曹学文 +2 位作者 徐晓婷 李开源 王迪 《石油学报(石油加工)》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第1期73-81,共9页
结合气、液相流动控制方程组、内部一致经典成核理论、Gyarmathy液滴生长模型、液滴表面张力模型、k-ω湍流模型及NIST真实气体模型,对自行设计的Laval喷管内天然气自发凝结流动过程进行数值模拟研究。结果表明,在Laval喷管扩张段内,随... 结合气、液相流动控制方程组、内部一致经典成核理论、Gyarmathy液滴生长模型、液滴表面张力模型、k-ω湍流模型及NIST真实气体模型,对自行设计的Laval喷管内天然气自发凝结流动过程进行数值模拟研究。结果表明,在Laval喷管扩张段内,随着过冷度的增大,将发生甲烷气体凝结成核及生长现象。对于固定出口马赫数的喷管,更低入口温度或更高入口压力将使凝结发生在更靠近喉部处,且液滴成核率最大值及气体湿度均更大;比热比值将随入口温度的降低或入口压力的升高而增大,导致压降及温降增大,较低的入口温度或较高入口压力将使出口温度或出口压力低于三相点,可能导致气体无法液化。随着压比的增大,喷管内产生了激波,且逐渐向入口方向移动;激波产生后液化环境随即被破坏,湿度立即变为0。喷管出口马赫数增大对液滴成核率影响较小,能促进液滴生长过程,但过大马赫数可能导致气体无法液化。喷管出口处气体未达到热力学平衡状态时,可在直管段内继续凝结,同时压缩波和摩擦效应将使得液滴气化。各入口条件下,甲烷气体在喷管出口处湿度均低于0.1,液化效率较低。 展开更多
关键词 超声速 Laval喷管 凝结 激波 数值模拟
下载PDF
非相对论多普勒效应的一般性推导
13
作者 肖培宗 《安阳师专学报》 1999年第2期18-20,共3页
给出了非相对论多普勒效应的一般性推导方法及频率公式的一般形式,并指出了频率不变(频率拐点)和产生激波的条件。
关键词 多普勒效应 频率拐点 激波 马赫数 非相对论
下载PDF
近空间高超声速气动力数据天地换算研究 被引量:6
14
作者 龚安龙 解静 +3 位作者 刘晓文 刘周 杨云军 周伟江 《工程力学》 EI CSCD 北大核心 2017年第10期229-238,共10页
该文针对高升阻比面对称飞行器近空间高超声速飞行环境,考虑马赫数效应、粘性干扰效应和真实气体效应等多种复杂气动效应对飞行器气动力数据的影响,采用CFD数值模拟技术和气动数据相关性理论分析方法,建立了基于地面风洞试验外推获取实... 该文针对高升阻比面对称飞行器近空间高超声速飞行环境,考虑马赫数效应、粘性干扰效应和真实气体效应等多种复杂气动效应对飞行器气动力数据的影响,采用CFD数值模拟技术和气动数据相关性理论分析方法,建立了基于地面风洞试验外推获取实际飞行状态下气动力数据的天地换算方法;并采用CFD技术对气动力数据天地换算的精确性进行了验证。 展开更多
关键词 高超声速 马赫数效应 粘性干扰效应 真实气体效应 气动力数据 天地换算
原文传递
可压缩混合层流场光学效应分析与实验研究 被引量:4
15
作者 甘才俊 李烺 +1 位作者 马汉东 熊红亮 《物理学报》 SCIE EI CAS CSCD 北大核心 2013年第18期302-307,共6页
利用量级分析和风洞实验研究了末制导光学外冷窗口典型流动(可压缩混合层流动)气动光学效应的规律性.理论分析主要针对视线误差(boresight error,BSE)与混合层流场特征参数之间的关系进行了讨论.研究结果表明:在可压缩混合层中影响时均... 利用量级分析和风洞实验研究了末制导光学外冷窗口典型流动(可压缩混合层流动)气动光学效应的规律性.理论分析主要针对视线误差(boresight error,BSE)与混合层流场特征参数之间的关系进行了讨论.研究结果表明:在可压缩混合层中影响时均BSE的特征参数主要有对流马赫数、雷诺数、自由流与混合层界面剪切应力、自由流速度比和密度比等因素;采用细光束穿越混合层流场的风洞试验结果主要证实了时均BSE与对流马赫数之间的关系. 展开更多
关键词 气动光学效应 可压缩混合层 对流马赫数
原文传递
可压缩混合层光学传输效应理论分析与实验研究 被引量:6
16
作者 甘才俊 李烺 +1 位作者 马汉东 熊红亮 《物理学报》 SCIE EI CAS CSCD 北大核心 2014年第5期242-248,共7页
利用量级分析和风洞实验研究了可压缩混合层流动第二发展阶段气动光学效应的规律性.理论分析主要针对二维大尺度结构存在时视线误差(boresight error,BSE)与混合层流场及其特征参数之间的关系进行了讨论.研究结果表明:在混合层发展的第... 利用量级分析和风洞实验研究了可压缩混合层流动第二发展阶段气动光学效应的规律性.理论分析主要针对二维大尺度结构存在时视线误差(boresight error,BSE)与混合层流场及其特征参数之间的关系进行了讨论.研究结果表明:在混合层发展的第二阶段,时均BSE与对流马赫数呈现出复杂的非线性关系;同时还发现流场中的湍动能和混合层界面处的雷诺应力分布也是影响时均BSE的重要因素;采用细光束穿越混合层流场的风洞试验结果主要证实了时均BSE与对流马赫数之间的非线性关系. 展开更多
关键词 气动光学效应 可压缩混合层 对流马赫数 二维大尺度结构
原文传递
圆直管中离散孔超声速气膜冷却实验 被引量:2
17
作者 张佳 孙冰 郑力铭 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第4期813-818,共6页
以圆直管中的超声速高温燃气为主流,以常温氮气为气膜介质,用实验的方法研究了离散孔超声速气膜冷却规律,主流马赫数为2,射流马赫数分别为1,2,3.结果表明:射流流量是影响离散孔气膜冷却效果的最主要因素,提高吹风比或者增大孔径,都能显... 以圆直管中的超声速高温燃气为主流,以常温氮气为气膜介质,用实验的方法研究了离散孔超声速气膜冷却规律,主流马赫数为2,射流马赫数分别为1,2,3.结果表明:射流流量是影响离散孔气膜冷却效果的最主要因素,提高吹风比或者增大孔径,都能显著提高气膜冷却效率;在实验工况下,冷却效率与吹风比和孔径的关系可以总结成实验关联式;射流喉部直径相同、流量相同情况下,射流马赫数对气膜冷却效果影响不大;在气膜孔附近,入射角为30°的射流比切向入射时的冷却效果差,在下流远离气膜孔位置,入射角为30°的射流冷却效果优于切向入射时. 展开更多
关键词 超声速气膜冷却 冷却效率 离散孔 吹风比 马赫数
原文传递
柯恩达效应对涡轮叶栅气动性能及流场的影响 被引量:5
18
作者 冯岩岩 宋彦萍 +1 位作者 陈焕龙 陈浮 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第3期659-665,共7页
以某实际燃气轮机涡轮进口导向器叶栅为研究对象,在出口为高亚声速及超声速条件下,对具有不同柯恩达表面的环量控制叶栅进行二维数值模拟,通过对比分析叶栅的气动性能和流场细节,探讨了柯恩达效应在涡轮叶栅中的作用机理.结果表明:当叶... 以某实际燃气轮机涡轮进口导向器叶栅为研究对象,在出口为高亚声速及超声速条件下,对具有不同柯恩达表面的环量控制叶栅进行二维数值模拟,通过对比分析叶栅的气动性能和流场细节,探讨了柯恩达效应在涡轮叶栅中的作用机理.结果表明:当叶栅出口马赫数为0.60时,射流对主流有很好的携带作用,损失小于原型叶栅;叶栅出口马赫数增加到0.85时,射流仍有较强的携带主流折转的能力;当叶栅出口为超声速时,在初始阶段小曲率的柯恩达表面上,由于激波的作用,射流向流道中心折转并提前脱离壁面,初始阶段大曲率的柯恩达表面射流附壁较好,但由于叶片吸力面与射流口之间圆角的作用,射流与主流掺混不理想. 展开更多
关键词 涡轮叶栅 柯恩达效应 数值模拟 柯恩达表面曲率 马赫数 射流参数
原文传递
Predicting near-wall turbulence with minimal flow units in compressible turbulent channel flows
19
作者 Ming YU Yalu FU +2 位作者 Zhigong TANG Xianxu YUAN Chunxiao XU 《Chinese Journal of Aeronautics》 SCIE EI CAS CSCD 2023年第8期24-31,共8页
Mach number effects on the near-wall turbulence in the absence of outer motions remain unclear so far.The present study extends the Minimal Flow Units(MFUs),a widely applied method to investigate near-wall turbulence ... Mach number effects on the near-wall turbulence in the absence of outer motions remain unclear so far.The present study extends the Minimal Flow Units(MFUs),a widely applied method to investigate near-wall turbulence free from the impact of large-scale motions in the outer region in incompressible channel flows,to compressible wall-bounded turbulence.The compressible near-wall turbulence in MFU proves accurate in replicating near-wall statistics,independent of Mach number and statistically equivalent to the universal signals extracted from the full-sized channel.It is further utilized as universal signals in the predictive models of compressible near-wall turbulence,which is capable of accurately predicting variances and joint probability density functions of velocity and temperature fluctuations. 展开更多
关键词 Turbulent flow Direct numerical simulation Supersonic flow Boundarylayerflow mach number effects
原文传递
激波对斜孔超声速气膜冷却的影响 被引量:3
20
作者 孙小凯 姜培学 +1 位作者 彭威 王捷 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第11期2476-2479,共4页
本文采用数值模拟的方法,研究了激波对斜孔情况下超声速气膜冷却的影响。其中主流马赫数为2.44,冷却流马赫数分别考虑1.2, 1.5和1.8三种情况,研究了温度场分布规律及平均冷却效率变化情况。结果发现:在本文计算工况范围中,三种冷却流马... 本文采用数值模拟的方法,研究了激波对斜孔情况下超声速气膜冷却的影响。其中主流马赫数为2.44,冷却流马赫数分别考虑1.2, 1.5和1.8三种情况,研究了温度场分布规律及平均冷却效率变化情况。结果发现:在本文计算工况范围中,三种冷却流马赫数工况下平均气膜冷却效率较接近;存在激波入射的情况下的平均气膜冷却效率整体要低于无激波入射工况,并且冷却效率呈现出先急剧下降后又逐渐增大、整体趋势为下降的锯齿状现象。 展开更多
关键词 超声速气膜冷却 激波 马赫数 冷却效率
原文传递
上一页 1 下一页 到第
使用帮助 返回顶部