搜索结果: 1-11 共查到“航空、航天科学技术基础学科 边界层”相关记录11条 . 查询时间(0.11 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。
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
2015/7/27
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...
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...
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...
后掠翼边界层横流不稳定转捩预测模型
边界层转捩 边界层相似解 Falkner-Skan-Cooke方程 转捩判据 C1准则 横流不稳定转捩
2015/5/12
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...
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...
为了探索边界层非强迫转捩对进气道性能的影响,采用数值计算的方法开展了边界层转捩对轴对称混压式高超声速进气道流场特性的研究。研究表明:随着进气道中心锥锥尖钝化半径增大,边界层转捩先推迟。当锥尖钝度大到一定程度时,边界层转捩位置前移。随着钝化半径进一步增大,边界层转捩再次推迟,转捩位置逐渐后移。来流湍流度越大,边界层越不稳定,边界层转捩越易发生。与湍流边界层相比,考虑边界层转捩时进气道的总压恢复系数及...
低雷诺数下尾迹与分离边界层的相互作用研究
涡轮 数值模拟 尾迹
2009/3/9
用有压力梯度平板模拟典型后加载负荷分布形式下低压涡轮吸力面边界层的发展，研究尾迹与分离边界层的相互作用，并对比了雷诺数变化的影响，还分析了在很低雷诺数下尾缘脱落旋涡和分离区的相互作用。结果表明，在相同出口马赫数下，随着雷诺数降低，壁面等熵马赫数发生变化，峰值马赫数有所降低。尾迹与分离区的相互作用，通过在分离区诱导卷起的旋涡，产生湍流以及Calmed区，抑制边界层分离。当雷诺数很低时，分离区与尾缘脱...