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Numerical Simulation of Shock Bubble Interaction with Different Mach Numbers
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作者 杨洁 万振华 +1 位作者 王伯福 孙德军 《Chinese Physics Letters》 SCIE CAS CSCD 2015年第3期66-69,共4页
The interaction of a shock wave with a spherical helium bubble is investigated numerically by using the high- resolution piecewise parabolic method (PPM), in which the viscous and turbulence effects are both conside... The interaction of a shock wave with a spherical helium bubble is investigated numerically by using the high- resolution piecewise parabolic method (PPM), in which the viscous and turbulence effects are both considered. The bubble is of the same size and is accelerated by a planar shock of different Mach numbers (Ma). The re- suits of low Ma cases agree quantitatively with those of experiments [G. Layes, O. Le M4tayer. Phys. Fluids 19 (2007) 042105]. With the increase of Ma, the final geometry of the bubble becomes quite different, the com- pression ratio is highly raised, and the time-dependent mean bubble velocity is also influenced. The compression ratios measured can be well normalized when Ma is low, while less agreement has been achieved for high Ma cases. In addition, the mixedness between two fluids is enhanced greatly as Ma increases. Some existed scaling laws of these quantities for the shock wave strength cannot be directly applied to high Ma cases. 展开更多
关键词 Numerical Simulation of shock Bubble Interaction with Different mach numbers
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来流Mach数连续变化下的激波串运动特性
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作者 王子傲 黄仁哲 +1 位作者 信宣安 常军涛 《气体物理》 2023年第2期15-23,共9页
为了研究入射激波变化的隔离段内激波串的运动特性,设计并搭建了直连式变Mach数实验系统,捕捉了相同来流Mach数变化速率、不同背压变化速率下激波串的运动行为,揭示了入射激波与背压同时变化对激波串运动的影响机理。入射激波与背压同... 为了研究入射激波变化的隔离段内激波串的运动特性,设计并搭建了直连式变Mach数实验系统,捕捉了相同来流Mach数变化速率、不同背压变化速率下激波串的运动行为,揭示了入射激波与背压同时变化对激波串运动的影响机理。入射激波与背压同时变化时,共有3个方面的因素会影响激波串整体的上下游运动趋势,其一,Mach数变化,Mach数增大导致激波串向下游运动,该影响随Mach数增大逐渐减弱;其二,背景波系移动,背景激波反射点靠近激波串前缘时,可能引起激波串的突跳;其三,背压压比变化,背压压比增大时激波串向上游运动,该影响随背压压比增大逐渐增强。三方面因素共同作用下激波串表现出复杂的运动。 展开更多
关键词 激波串 入射激波 来流mach 背压 运动特性
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马赫数10条件下冲压发动机内氢气燃烧特性试验
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作者 卢洪波 林键 +8 位作者 金熠 陈星 纪锋 吴衡毅 刘春风 王瑞庭 朱浩 杨甫江 韦宝禧 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第4期27-36,I0001,共11页
针对高马赫数超燃冲压发动机面临的高效燃烧组织挑战,本文提出了一种凹腔后缘激波强化的高马赫数超声速燃烧组织技术,并设计了一套燃烧室采用双侧对称布置凹腔结构的三维发动机试验模型。采用OH*基化学发光光谱诊断与壁面测压相结合的... 针对高马赫数超燃冲压发动机面临的高效燃烧组织挑战,本文提出了一种凹腔后缘激波强化的高马赫数超声速燃烧组织技术,并设计了一套燃烧室采用双侧对称布置凹腔结构的三维发动机试验模型。采用OH*基化学发光光谱诊断与壁面测压相结合的试验手段,在自由活塞驱动激波风洞的名义Ma=10流场中,对凹腔上游横向氢气射流的燃烧特性进行了研究,并讨论了模拟流场的重复性,给出了氢气燃烧演化特征、火焰稳定结构及释热特性。不同车次的总压等流场参数表明试验流场具有较高的重复性,可保障氢气燃烧特性的可复现性。通过观察试验过程中OH*基动态发光特征发现,在高焓激波风洞发动机试验中采用燃料提前喷注的方法使发动机流道在空气主流到来之前充盈大量的氢气,进而在主流到达发动机内的瞬间形成所谓“激波管流动-燃烧”效应,使来流空气与氢气接触面发生自点火与剧烈燃烧,产生显著不同于发动机正常工作情况下的点火与燃烧机制,但随着主流趋于平稳,“激波管流动-燃烧”效应消失,在高总温气流的自点火效应与凹腔后缘的X型激波耦合作用下,火焰稳定在凹腔上游近壁面区的氢气射流尾迹区和凹腔后缘附近的全流场中。通过分析壁面压力分布特征发现,凹腔后缘的X型激波实现了燃烧的强化与火焰的稳定,并获得了最显著的释热压升。这些结果表明高马赫数冲压发动机可利用凹腔后缘X型激波强化燃烧和稳定火焰。 展开更多
关键词 高马赫数 超燃冲压发动机 高焓激波风洞 化学发光光谱诊断 凹腔稳焰
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高马赫数激波作用下单模界面的Richtmyer-Meshkov不稳定性数值模拟
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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
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JF12激波风洞高Mach数超燃冲压发动机实验研究 被引量:14
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作者 姚轩宇 王春 +3 位作者 喻江 苑朝凯 姜宗林 司徒明 《气体物理》 2019年第5期25-31,共7页
针对高Mach数(Ma≥7)超燃冲压发动机高气动阻力下的燃烧组织问题,提出一种双突扩燃烧室结构方案.使用数值模拟方法考察了射流与双突扩燃烧室组合方式的混合燃烧特性.设计了双突扩超燃冲压发动机模型,在力学研究所JF12长试验时间激波风洞... 针对高Mach数(Ma≥7)超燃冲压发动机高气动阻力下的燃烧组织问题,提出一种双突扩燃烧室结构方案.使用数值模拟方法考察了射流与双突扩燃烧室组合方式的混合燃烧特性.设计了双突扩超燃冲压发动机模型,在力学研究所JF12长试验时间激波风洞内,开展了Ma=7.0和Ma=9.5的氢燃料点火和燃烧试验对比.在风洞有效试验时间100 ms内,实现了Ma=7.0和Ma=9.5超燃冲压发动机的成功点火与稳定燃烧.在Ma=7.0情况下,进气道采用三维压缩,燃烧室入口设计Mach数Ma c=2.5,壁面压力分布实验结果显示燃烧放热靠近燃烧室扩张段上游;在Ma=9.5情况下,进气道采用二维压缩,燃烧室入口设计Mach数Ma c=3.5,由于燃烧室流动速度特别高,燃烧放热靠近燃烧室扩张段下游. 展开更多
关键词 超燃冲压发动机 mach 激波风洞 纯净空气 JF12风洞
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吸气式飞行器连续变马赫数风洞试验技术 被引量:1
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作者 周健 张江 +3 位作者 陈强 魏巍 刘磊 钱丹丹 《实验流体力学》 CSCD 北大核心 2023年第6期76-85,共10页
为研究吸气式飞行器加/减速引起的进气道起动/再起动现象,以及该过程导致的飞行器整体气动性能突变问题,基于二维楔面激波机理,在1.2 m量级风洞中开展了超声速连续变马赫数试验技术研究,通过研制激波发生与控制系统,实现了一次风洞试验... 为研究吸气式飞行器加/减速引起的进气道起动/再起动现象,以及该过程导致的飞行器整体气动性能突变问题,基于二维楔面激波机理,在1.2 m量级风洞中开展了超声速连续变马赫数试验技术研究,通过研制激波发生与控制系统,实现了一次风洞试验过程中马赫数连续可调。该技术方案具有马赫数调节简单、响应快,马赫数控制可靠、精度高等特点。流场校测表明,瞬时变马赫数区域流场品质满足国军标要求,可开展基于马赫数连续变化的测力测压等风洞试验。在进气道动态特性验证试验中,成功捕获了连续减速状态下进气道由起动到不起动的动态过程,临界状态特性与仿真结果一致性较高。 展开更多
关键词 连续变马赫数 楔面激波 风洞试验 流场校测 吸气式飞行器 进气道
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天然气井下节流嘴前后压力温度分布的数值计算 被引量:20
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作者 蒋代君 陈次昌 +1 位作者 伍超 唐刚 《四川大学学报(工程科学版)》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第6期47-50,共4页
针对天然气井安装井下节流装置以后很难测得节流嘴上游压力的情况,从空气动力学的原理出发,提出根据井口采集的数据,从节流嘴下游向上游计算其喉部和上游的压力温度综合值的数值计算方法。采用临界状态判别的新方法,即依据节流嘴出口处... 针对天然气井安装井下节流装置以后很难测得节流嘴上游压力的情况,从空气动力学的原理出发,提出根据井口采集的数据,从节流嘴下游向上游计算其喉部和上游的压力温度综合值的数值计算方法。采用临界状态判别的新方法,即依据节流嘴出口处的马赫数的值,对节流嘴附近的流态进行判别,再分别计算节流嘴出口处,节流嘴喉部以及节流嘴上游的各参数。对宝1井进行了实例计算,计算结果表明:节流后压力温度骤降,经过激波面后压力温度急剧升高的变化情况。 展开更多
关键词 天然气 井下节流 临界状态 马赫数 激波
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导流锥式超声速旋流分离装置流动特性 被引量:5
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作者 胡大鹏 王荧光 +2 位作者 任文文 赵健华 刘培启 《化工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第6期2417-2425,共9页
采用二维轴对称模型,以理想空气为介质对超声速旋流分离装置内的流场特性进行了数值模拟。同时搭建实验平台,对小压比条件下影响流场特性和分离性能的结构和操作参数进行了研究。研究结果表明:进出口压比为1.4同时排液通道外壁张角小于1... 采用二维轴对称模型,以理想空气为介质对超声速旋流分离装置内的流场特性进行了数值模拟。同时搭建实验平台,对小压比条件下影响流场特性和分离性能的结构和操作参数进行了研究。研究结果表明:进出口压比为1.4同时排液通道外壁张角小于12°时,超声速喷管扩张段内在面积比达1.27的情形下仍不存在气动激波,同时对扩张段内存在激波产生的情况进行分析,得出其原因为在排液口内产生反向压缩波,并向喷管上游移动。通过实验研究得出,压比为1.4,面积比为1.27时超声速旋流分离器分离效率最高,达到20.5%。 展开更多
关键词 超声速流动 流体动力学 数值模拟 激波 离心分离 mach
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高压燃油喷雾诱导激波产生机理及频率特性 被引量:4
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作者 董全 邵阳 +3 位作者 宋恩哲 黄涛 李越 陶锋 《内燃机学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第5期431-438,共8页
基于纹影法对不同工况下的燃油喷雾诱导激波产生机理及频率特性进行了试验,结果表明:喷雾周围的激波主要分为前导激波和伴生膨胀波,其产生原因以及对喷雾的影响均不同.喷射初期喷孔出口处喷雾前锋面马赫数大于1直接导致了前导激波的产生... 基于纹影法对不同工况下的燃油喷雾诱导激波产生机理及频率特性进行了试验,结果表明:喷雾周围的激波主要分为前导激波和伴生膨胀波,其产生原因以及对喷雾的影响均不同.喷射初期喷孔出口处喷雾前锋面马赫数大于1直接导致了前导激波的产生,根据喷雾前锋面马赫数的大小不同,前导激波又分为斜激波和弓形激波两种形态.喷雾体的周围是伴生膨胀波的产生位置之一,且喷雾周围的伴生膨胀波为膨胀马赫波,伴生膨胀波强度与喷雾锥角相互联系,在低背压下不明显;喷孔出口处喷雾剪切层也可能是激波产生位置之一,且为弱激波.另外,对激波的频率特性进行了研究,结果表明:低频激波频率平均值约为111.11,kHz,当背压相同时,激波的平均频率大小与喷射压力呈正相关关系;当喷射压力相同时,激波平均频率大小与背压呈正相关关系.激波频率的增加促进了缸内的混合气扩散,喷雾的雾化效果更好. 展开更多
关键词 柴油机 激波特性 马赫数 纹影法
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超音速真空喷射器性能试验和数值研究 被引量:3
10
作者 武心壮 温庆邦 +1 位作者 黄秀杰 邱健 《机械设计与制造》 北大核心 2016年第8期111-113,117,共4页
对超音速空气喷射器的性能进行了试验和数值研究,得到了喷射器的喷射器系数,并分析了不同进气参数下的喷射器内部压力场和马赫场。结果表明,喷射系数的计算值和试验值吻合的较好,偏差小于5%;随着进气压力逐渐下降,引射驱动力减小,喷射... 对超音速空气喷射器的性能进行了试验和数值研究,得到了喷射器的喷射器系数,并分析了不同进气参数下的喷射器内部压力场和马赫场。结果表明,喷射系数的计算值和试验值吻合的较好,偏差小于5%;随着进气压力逐渐下降,引射驱动力减小,喷射系数降低。此外,高压气体在工作喷嘴出口的膨胀程度随进气压力降低而逐渐减弱,激波链出现的位置和强度也随之变化;进气压力降低使得高压气体在工作喷嘴的膨胀越充分,达到的马赫数越大,但是当进气压力降低为0.01MPa时,混合室的主体段由超音速或音速流动转变为亚音速流动,在混合室出口未形成激波。 展开更多
关键词 喷射器 喷射系数 激波 马赫数
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煤矿巷道瓦斯爆轰理论分析和参数计算 被引量:19
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作者 丁广骧 《中国矿业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第1期37-40,共4页
应用C-J爆轰理论和质量、动量、能量守恒原理, 针对煤矿巷道瓦斯变绝热指数建立了雨贡纽方程和瑞利方程,在此基础上分析了煤矿巷道瓦斯爆炸的条件和可能过程.建立了煤矿巷道瓦斯C-J爆轰参数计算公式,提出了激波点燃瓦斯混合... 应用C-J爆轰理论和质量、动量、能量守恒原理, 针对煤矿巷道瓦斯变绝热指数建立了雨贡纽方程和瑞利方程,在此基础上分析了煤矿巷道瓦斯爆炸的条件和可能过程.建立了煤矿巷道瓦斯C-J爆轰参数计算公式,提出了激波点燃瓦斯混合气的条件和最小理论马赫数Mmin的表达式.计算了煤矿巷道几种瓦斯浓度情况下爆压、爆温、爆速等爆轰参数和相应的点燃瓦斯混合气的最小理论马赫数Mm in. 展开更多
关键词 煤矿 瓦斯爆炸 马赫数 爆轰理论 参数计算
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喷射器结构改进方法及其CFD分析 被引量:16
12
作者 郭建 沈恒根 +1 位作者 梁珍 孙明明 《低温与超导》 CAS CSCD 北大核心 2009年第1期63-66,共4页
给出了一种新的喷射器设计方法:等马赫数梯度法,并对其设计方法进行了详细地介绍。在相同的面积比,相同的工作条件下同传统的一维设计方法设计的喷射器的性能进行了对比。结果表明,与传统设计方法相比,采用本文提出的等马赫数梯度设计... 给出了一种新的喷射器设计方法:等马赫数梯度法,并对其设计方法进行了详细地介绍。在相同的面积比,相同的工作条件下同传统的一维设计方法设计的喷射器的性能进行了对比。结果表明,与传统设计方法相比,采用本文提出的等马赫数梯度设计的喷射器,可有效消除在扩压室入口处产生的激波,减少由于激波所产生的不可逆损失,使喷射器的性能得到了大幅度地提高。 展开更多
关键词 喷射器 等马赫数梯度 抽吸率 激波
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新型静压气体球轴承的超声速现象研究 被引量:2
13
作者 王福生 包钢 《西安交通大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第5期59-63,101,共6页
针对静压气体球轴承的供气孔附近产生超声速区而导致气膜内的压力急剧降低,从而影响轴承承载性能的问题,提出一种基于计算流体动力学(CFD)、可压缩气体三维湍流全N-S方程的数值解法.在N-S方程中,气体动力黏度为温度的函数,保留了对高速... 针对静压气体球轴承的供气孔附近产生超声速区而导致气膜内的压力急剧降低,从而影响轴承承载性能的问题,提出一种基于计算流体动力学(CFD)、可压缩气体三维湍流全N-S方程的数值解法.在N-S方程中,气体动力黏度为温度的函数,保留了对高速气体流动有重要惯性影响的对流项.将可实现的k-ε湍流模型引入到一种新型静压气体球轴承的数值模拟中,分析了静压气体球轴承流道的Ma分布和跨声速压力分布特性,结果表明:用湍流模型对轴承流场分析所得结果与真实流场吻合较好;气膜内Ma分布、压力分布和激波位置与供气压力、气膜间隙的大小等有关. 展开更多
关键词 超声速现象 马赫数 激波 数值模拟
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基于FLUENT的环面节流静压气体圆盘止推轴承二维流场仿真分析 被引量:5
14
作者 于贺春 马文琦 王祖温 《机床与液压》 北大核心 2008年第10期109-112,共4页
静压气体轴承供气孔出口后的压力陡降一直限制着静压气体轴承的使用;且随着气膜间隙的增大,气膜内甚至会出现负压,而传统的雷诺方程无法计算出流场内的压力陡降。运用FLUENT软件对单孔环面节流静压气体圆盘止推轴承的流场进行了仿真计算... 静压气体轴承供气孔出口后的压力陡降一直限制着静压气体轴承的使用;且随着气膜间隙的增大,气膜内甚至会出现负压,而传统的雷诺方程无法计算出流场内的压力陡降。运用FLUENT软件对单孔环面节流静压气体圆盘止推轴承的流场进行了仿真计算;基于计算结果,分析了不同气膜间隙下气膜入口区和压力回升区的流场特性;运用边界层知识解释了不同气膜间隙下的压力回升;以流场中马赫数的连续变化为依据说明气膜内正激波是不存在的;研究了流场中气体粘度的变化情况;通过仿真压力分布与实验压力分布的对比,验证了仿真模型和仿真方法的正确性。 展开更多
关键词 FLUENT 压力 马赫数 边界层 正激波
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自动机喷管激波的时空衍变仿真与验证 被引量:1
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作者 豆征 赵建中 刘建斌 《科学技术与工程》 北大核心 2022年第10期3967-3974,共8页
自动机喷管不同的结构形式对后坐冲击的对冲效率是不同的,为了获得更好的喷管激波消减后坐冲击的方案,构建了不同结构的喷管模型;利用燃气可压缩雷诺平均纳维-斯托克斯(N-S)方程,对不同结构的激波时空衍变的过程进行仿真,得出流场图谱... 自动机喷管不同的结构形式对后坐冲击的对冲效率是不同的,为了获得更好的喷管激波消减后坐冲击的方案,构建了不同结构的喷管模型;利用燃气可压缩雷诺平均纳维-斯托克斯(N-S)方程,对不同结构的激波时空衍变的过程进行仿真,得出流场图谱、火药气体载荷分布;方案1和方案2的喷管设计参数:锥度均为12°,长度分别为360、380 mm,方案1无缩颈,方案2有缩颈,缩颈8%。通过分析激波温度、压力、马赫数的变化趋势,方案1和方案2的载荷峰值具有较大差异,初始阶段形成高度欠膨胀,射流核心区半径很大,之后膨胀强度衰减,核心区域变小;从激波马赫数云图可见,最大马赫数分别约为10和7,方案2初始阶段气流冲击在排气装置中央的芯锥上,形成一个沿着x轴的83 kN脉冲载荷,这与试验中后坐力测试数据基本吻合。由于排气装置外部形状差异,球面波绕过装置产生的载荷波动有些细微不同。通过仿真与试验对比,方案1的反后坐能力比方案2更优,具有更为高效的后坐力对冲机制。 展开更多
关键词 自动机 喷管 激波 时空衍变 马赫数
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全速度Roe格式低速性质解析证明 被引量:1
16
作者 李雪松 顾春伟 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第3期395-398,共4页
全速度Roe格式是一种新型的可压不可压统一计算格式,这一格式表达了这样一个新观点:有别于预处理方法,可以直接修正标准Roe格式耗散中的非线性特征值,从而使Roe格式耗散性质满足低速流动的要求.为了更好地支持这一新观点,需要有数学上... 全速度Roe格式是一种新型的可压不可压统一计算格式,这一格式表达了这样一个新观点:有别于预处理方法,可以直接修正标准Roe格式耗散中的非线性特征值,从而使Roe格式耗散性质满足低速流动的要求.为了更好地支持这一新观点,需要有数学上的证明。通过摄动法,本文在理论上证实了这一观点.首先证明了低速Roe格式的性质与连续的方程一致,这一证明较为简单;随后证明了在低马赫数条件下,全速度Roe格式是低速Roe格式的有限放大,从而说明用全速度Roe格式离散的方程的低速性质,也与连续的方程一致.证明过程中,还得到了速度压力失耦现象的解释. 展开更多
关键词 激波捕获格式 全速度Roe格式 低马赫数流动 摄动证明
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射流马赫数对圆弧形凹面腔内激波聚焦过程的影响
17
作者 陈鑫 张威江 +1 位作者 王川 谭胜 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第4期804-814,共11页
为研究射流马赫数对连续超声速射流对撞流场演化及激波聚焦过程的影响,保持入射导流深度L=0.00mm不变,通过更换不同的Laval喷管,对马赫数分别为Ma=1.2,1.4,1.6和1.8时的实验工况凹面腔内反射聚焦过程进行了实验研究,用高速CCD(Charge co... 为研究射流马赫数对连续超声速射流对撞流场演化及激波聚焦过程的影响,保持入射导流深度L=0.00mm不变,通过更换不同的Laval喷管,对马赫数分别为Ma=1.2,1.4,1.6和1.8时的实验工况凹面腔内反射聚焦过程进行了实验研究,用高速CCD(Charge coupled device)拍摄了圆弧形凹面腔中气流流场纹影照片,并用动态压力传感器测量了聚焦过程中流场的压力变化,对径向入射激波在凹面腔内的反射聚焦过程进行了描述。通过对比不同射流马赫数下激波反射聚焦过程,发现在低马赫数1.2时,表现出较强的激波完全聚焦特性,即前导激波碰撞形成反射激波,并反射聚焦形成三波点,从而在凹腔底部形成高温高压区触发爆震,前导激波完全聚焦过程在凹面腔内流场演化中占据主导地位。随着马赫数的增加,完全聚焦强度降低,在流场中的主导优势逐渐减弱;其激波聚焦频率受射流马赫数的影响较小,频率差值较小,基本保持一致。 展开更多
关键词 激波聚焦 径向入射 圆弧形凹面腔 射流马赫数
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地球弓激波的三维模拟 被引量:2
18
作者 胡慧萍 吕建永 +4 位作者 周全 王明 杨亚芬 刘子谦 裴世鑫 《空间科学学报》 CAS CSCD 北大核心 2015年第1期1-8,共8页
利用磁流体动力学(MHD)全球模拟结果,根据弓激波的跃变特性确定出弓激波位置,建立了一个新的综合考虑了快磁声马赫数、太阳风动压、行星际磁场强度以及磁层顶曲率半径的弓激波三维位型模型.将新模型与以往模型的模拟结果进行比较发现,... 利用磁流体动力学(MHD)全球模拟结果,根据弓激波的跃变特性确定出弓激波位置,建立了一个新的综合考虑了快磁声马赫数、太阳风动压、行星际磁场强度以及磁层顶曲率半径的弓激波三维位型模型.将新模型与以往模型的模拟结果进行比较发现,新的弓激波全球模型结果可靠,解决了部分现有模型不能描述弓激波三维位型的问题.研究结果表明,在行星际磁场北向时,随着快磁声马赫数的增大,弓激波日下点距离减小,但是在行星际磁场南向时,快磁声马赫数的变化对弓激波日下点距离影响不大;弓激波位型在赤道面与子午面上存在明显的不对称性,而且随着行星际磁场的转向,这种非对称性也会发生相应改变;行星际磁场南向,Bz值较小时,子午面内弓激波位型已经不是简单的抛物线,出现了明显的类似于极尖区磁层顶的凹陷变化区. 展开更多
关键词 弓激波 太阳风 快磁声马赫数 磁层顶曲率半径
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V字形钝前缘激波反射迟滞现象 被引量:1
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作者 王军 张志雨 +2 位作者 刘愿 钱战森 李祝飞 《南京航空航天大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2022年第4期564-572,共9页
针对内转式进气道唇口在宽速域条件下面临的复杂激波干扰问题,将唇口模化为V字形钝前缘,采用数值模拟并辅以风洞实验,研究了典型V字形构型(根部倒圆半径R与前缘钝化半径r之比R/r=1,半扩张角β=18°)激波反射结构随来流马赫数Ma_(∞... 针对内转式进气道唇口在宽速域条件下面临的复杂激波干扰问题,将唇口模化为V字形钝前缘,采用数值模拟并辅以风洞实验,研究了典型V字形构型(根部倒圆半径R与前缘钝化半径r之比R/r=1,半扩张角β=18°)激波反射结构随来流马赫数Ma_(∞)的演变过程。结果表明,随着Ma_(∞)的增大或减小,V字形后掠前缘的脱体激波产生规则反射(Regular reflection,RR)和马赫反射(Mach reflection,MR),并且两者的相互转变过程出现迟滞。初场为RR时,V字形根部产生大范围的流动分离和分离激波;随着Ma_(∞)由5.7逐渐增大至6.5,脱体激波的交点向下游移动并与分离激波的交点重合,使RR转变为MR。初场为MR时,马赫杆下游存在大尺度的反转涡对;随着Ma_(∞)由6.7逐渐减小至5.9,反转涡对不再影响脱体激波,使MR转变为RR。通过Ma_(∞)=6的风洞实验证实,在相同来流条件下存在RR和MR双解。基于对脱体激波交点、分离激波交点和反转涡对尺度随Ma_(∞)变化规律的认识,建立了RR↔MR的转变边界。在双解区中,RR工况的壁面压力最大值约为MR工况的2~3倍,表明迟滞现象将导致唇口气动载荷突变。 展开更多
关键词 流体力学 V字形钝前缘 激波干扰 来流马赫数 迟滞现象
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变马赫数条件下进气道边界层吹除法数值模拟 被引量:4
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作者 丁晨 刘猛 +1 位作者 张继华 王浚 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第10期1310-1315,共6页
为了对超声速进气道内激波/边界层干扰控制进行研究,将进气道简化为平板/楔形体结构,用数值方法研究一段包线上吹除法抑制气流分离的性能变化趋势以及吹除气体总压、喷嘴高度对吹除性能的影响。研究表明,吹除法在一定马赫数范围内能抑... 为了对超声速进气道内激波/边界层干扰控制进行研究,将进气道简化为平板/楔形体结构,用数值方法研究一段包线上吹除法抑制气流分离的性能变化趋势以及吹除气体总压、喷嘴高度对吹除性能的影响。研究表明,吹除法在一定马赫数范围内能抑制气流分离,马赫数超过设计点后,随着马赫数增大吹除性能降低。达到吹除效果后增大吹除压力和增加喷嘴高度不能提高吹除性能。随着来流马赫数增大,气流抗反压能力增强,气流分离减少。 展开更多
关键词 超声速进气道 激波 边界层干扰控制 吹除法 变马赫数 数值仿真
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