搜索结果: 1-15 共查到“航空、航天科学技术 边界层”相关记录61条 . 查询时间(0.111 秒)
激波与物面边界层的干扰涉及可压缩流动的稳定性、转捩、分离等问题,直接影响到飞行器的阻力、表面热防护和飞行性能等工程技术问题。首先总结了前人对于激波与边界层的干扰所做的工作,之后重点研究和对比分析了超声速与跨声速流动中,正激波、斜激波以及头部激波对于飞行器层流和湍流边界层的干扰影响。激波强度的不同对边界层干扰作用不同,在强干扰情况下将会引起边界层分离和翼型失速。
两道同侧扫掠激波作用下形成的三维平板边界层
扫掠激波/边界层干扰 三维边界层 高超声速进气道 边界层分离
2016/1/19
探索一种减弱扫掠激波/边界层干扰强度的侧压方式,采用数值计算方法研究了两道同侧扫掠激波作用下形成的三维边界层。对三维边界层的流动机理进行了研究,并与相同气流偏转角的一道扫掠激波作用下形成的三维边界层进行了定量比较。研究表明,对于两道同侧扫掠激波情况,第一道扫掠激波使侧壁附近边界层变薄,使得第二道扫掠激波与边界层的相互作用减弱,从而总的效果是两道扫掠激波与边界层的相互作用强度也比一道扫掠激波的弱；两...
运用HPM-Padé(同伦摄动-帕德逼近)法导出了当喷注流体速度与距平板前缘距离的平方根成反比时,不可压缩常物性流体外掠平板层流边界层内无量纲速度和无量纲温度解析表达式,无量纲流函数1阶导数的HPM-Padé解析解与4阶龙格库塔法的数值解结果一致.利用HPM-Padé解析解研究了喷注系数和流体Prandtl数对速度和温度分布的影响.结果表明:Prandtl数越大,温度边界层越薄,壁面温度梯度越大;...
粗糙物面引起的超声速边界层转捩现象研究
超声速流 风洞实验 数值模拟
2015/6/27
采用风洞实验和数值模拟方法研究平板表面圆柱形粗糙单元引起的M=3超声速边界层转捩问题。实验采用纳米粒子示踪平面激光散射技术（NPLS）对流动结构进行测量。共考察了1mm、2mm和4mm三个不同的粗糙度条件。采用五阶精度加权紧致非线性格式（WCNSE5）对风洞实验进行数值模拟和对比。实验及计算表明：粗糙元对边界层干扰后诱导了尾迹流向涡的形成，流向涡通过抬升机制产生剪切层和流向速度条带等不稳定结构...
以高超声速飞行器为研究对象，构建快速准确计算高超声速飞行器无黏边界层外缘参数的计算方法。拟合空气比热、比热比随温度变化曲线，建立空气属性温度划分准则。基于不同空气属性建立高超声速飞行器边界层外缘参数工程与数值计算模型，采用钝双锥模型，对比分析工程估算、无黏数值及有黏数值计算方法的计算结果。结果表明，0°攻角状态下，基于无黏流场的数值计算与工程估算和有黏数值计算的压强最大差值分别为1.19%和2.3...
通过在激波风洞中开展转捩试验，选取来流马赫数分别为6和8,单位雷诺数分别为4.1×106m-1、2.6×107m-1和4.4×107m-1的来流条件，研究马赫数、单位雷诺数以及攻角变化对钝锥边界层和平板边界层转捩位置的影响。结果表明，攻角增大使钝锥迎风面和背风面边界层转捩位置均前移，使平板边界层转捩位置也前移；钝锥边界层在低马赫数时更容易转捩，平板边界层转捩受马赫数影响在攻...
建立了壁面有喷注的楔状流层流边界层冷却数学模型,求解经相似变换得到的描述无量纲流函数和无量纲温度的常微分方程,获得了楔状流层流边界层无量纲速度和温度的相似解,给出了考虑壁面喷注边界条件的形式简洁、物理意义明确的无量纲流函数拟合式;用Runge-Kutta法求解无量纲速度与温度的常微分方程,获得了壁面有喷注的楔状流层流边界层无量纲速度和温度随楔形角、吹风参数、冷却介质温度的变化规律.通过计算0°,1...
对考虑辐射传热、流体黏度随温度变化、有和无滑移边界条件下的可渗透竖直平板Blasius流层流边界层的无量纲速度场与温度场进行了深入研究。经相似变换将描述速度场与温度场耦合的偏微分方程组转换成非线性常微分方程组，用Runge-Kutta法对常微分方程组进行了数值求解。研究了无量纲参数对无量纲速度场及温度场的影响，着重分析了滑移边界条件下速度和温度随无量纲参数的变化规律。结果表明:吸入时边界层变薄，喷...
利用相似变换获得了楔状流层流边界层无量纲流函数的3阶非线性常微分方程,用Runge-Kutta法求解微分方程获得了不同楔形角楔状流层流边界层无量纲速度随相似变量的变化曲线;推导了亚声速和超声速楔状流层流边界层无量纲温度关于相似变量的2阶线性齐次和非齐次微分方程,获得了温度分布的通解,恒壁温条件下亚声速楔状流和绝热壁面条件下超声速楔状流层流边界层无量纲温度解析解及指数函数形式的拟合解.以楔形角为0为...
通过对经典Falkner-Skan-Cooke三维边界层相似解的理论分析和数值求解,结合二维边界层转捩判据的思想,采用由试验数据标定的C1准则关系式求解横流不稳定转捩位移厚度雷诺数,建立了针对固定前缘后掠角机翼的横流转捩判据,并且通过方程求解和数据拟合得到了该转捩判据的数学结果.应用该模型对30°前缘后掠角的ONERA-M6机翼和45°前缘后掠角的NLF(2)-0415无限展长机翼进行了横流不稳定...
在采用直接数值模拟(DNS)方法计算得到来流马赫数为4.5的带局部凸起的可压缩平板边界层基本流的基础上，基于线性稳定性理论(LST) 进行稳定性分析，通过求解扰动方程研究了不同频率的扰动波与不同高度的局部凸起的相互作用，定义了穿透系数来研究局部凸起对流动稳定性的影响。研究结果表明：当局部凸起高度小于0.2个边界层厚度时局部凸起对来流的影响是局部的；局部凸起使频率小于最不稳定波频率的扰动波更不稳定，...
针对eN方法中的鞍点法（SPM），结合内波理论，提出了一种简便算法.并用该算法计算了一个由平板、圆锥、圆柱3部分组成的模型以马赫数为10的速度在高度位于30~45km之间、攻角为0°和10°的工况下N值分布情况.结果表明：高度的增加会使转捩位置向下游移动，转捩面积会变小甚至消失；与攻角为0°相比，攻角为10°会使迎风的平板部分转捩发生的可能性增大，转捩面积也会变大；对于背风处的圆锥部分，攻角为10...
采用高阶精度的有限差分方法直接数值模拟了钝楔高超声速绕流自由来流慢声波扰动非定常流场，比较了来流脉冲波与连续波作用下高超声速边界层扰动模态的演化，并着重讨论了壁温对边界层扰动模态演化的影响。结果显示，无论脉冲波还是连续波，钝楔边界层球头区感受到的都主要是基频波，无论基频还是谐频，脉冲波作用下的边界层不稳定扰动模态的增长远小于连续波情形。对于脉冲波，在球头区，所有模态迅速衰减，在非球头区，主导模态迅...
采用高阶精度有限差分方法直接数值模拟了来流慢声波作用下的钝锥高超声速绕流瞬态流场，分析了自由流扰动波与流场的相互干扰，并应用Fourier频谱分析了边界层扰动波时域和空域演化.结果显示：弓形激波出现连续的“∽”变形，初始扰动被显著放大，边界层内外扰动模态存在明显差别.从空域（沿流线）演化来看，在球头附近低频扰动为主导模态，出了球头区，总扰动模态中的低频和高频成分比例迅速转变，高频模态成分显著地增大...