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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。
激波聚焦诱导气液两相爆震燃烧的数值模拟
气液两相 脉冲爆震发动机 由缓燃向爆震转变
2013/8/12
对以激波聚焦和增加障碍物方式诱导煤油-空气气液两相爆震燃烧的过程进行了数值模拟.采用欧拉-拉格朗日方法建立了脉冲爆震发动机（PDE）中气液两相流的喷射、雾化、掺混过程.研究发现环形爆震波在爆震管凹腔内经过反射、汇聚后能够引燃可燃混合物.而在障碍物处，激波的反射和再反射聚焦能够形成高温高压点（2700K，25MPa），产生局部爆炸，有助于形成稳定的脉冲爆震燃烧（波面速度为1900m/s，温度为295...
针对高超声速内收缩进气道宽马赫数范围工作的要求，设计了一种四段修型弥散反射激波中心体基准流场，可明显提高基准流场来流马赫数高于设计点来流马赫数（6.0）时的压缩效率，巡航点（来流马赫数为7.0）出口总压恢复系数较下凹圆弧中心体基准流场提高了2.3%.此外，基于两种基准流场分别设计了圆形进口内收缩进气道并在来流马赫数为5.0~8.0范围内进行数值计算，结果表明：来流马赫数高于设计点来流马赫数时，四段...
基于CFD数值模拟技术，考虑变比热比及温度对黏度的影响，针对二次流喷口主要几何参数（二次喷射角度及喷口无量纲展向长度）在不同喷管落压比、二次流压比工况下对激波矢量控制喷管三维流动特性及推力矢量特性进行分析.研究表明：喷射角度增加，二次流喷射前主分离线前移，激波角度增加，在较小的二次流压比下随着喷射角度增加，推力矢量角增大，二次流压比为1.0和1.2时，存在最佳的喷射角度使得推力矢量角最大；喷口无量...
采用一种改进的化学非平衡流解耦方法对轴对称Euler反应流方程解耦处理，对流项采用五阶WENO格式离散，化学反应源项的刚性采用简化的隐式方法处理，时间步进采用二阶精度的Runge-Kutta方法，对H2/Air预混气在来流Ma=4.48和Ma=4.79时的激波诱导振荡燃烧现象进行了数值研究. 对比分析了网格尺度的影响，发现计算结果对法向网格尺度比较敏感，流向网格密度的变化对结果影响不大；Ma=4....
采用数值模拟与工程计算相结合的方法对高超音速栅格翼进行了研究，分析了在高超音速 情况下，栅格翼激波干扰对前缘钝度的敏感性以及对栅格翼热流分布产生的影响。结果表明 ：在同等栅格间距下，产生激波干扰的第三临界马赫数随栅格翼前缘钝度的增大而增加，传 统的尖前缘栅格翼理论不适用于钝化前缘外形。另外，激波干扰在栅格翼表面会产生局部的 高热流区域，但此热流峰值与前缘驻点相比仍然较低，因此对栅格翼热防护无额外影...