【摘 要】
：
为进一步明晰超声速自由射流流场结构，利用混合RANS/LES 方法对欠膨胀超声速自由射流进行计算。首先将计算得到的时均速度分布、纹影与实验进行对比，以验证计算方法和湍流
【机 构】
：
中国空气动力研究与发展中心 吸气式高超声速技术研究中心,四川绵阳 621000
论文部分内容阅读
为进一步明晰超声速自由射流流场结构，利用混合RANS/LES 方法对欠膨胀超声速自由射流进行计算。首先将计算得到的时均速度分布、纹影与实验进行对比，以验证计算方法和湍流模型的有效性；在此基础上，对射流流场涡结构进行详细分析，以探讨不同类别涡的生成机制；最后对湍流场积分尺度、泰勒微尺度以及湍动能谱进行定量分析，发现射流剪切层附近积分尺度可达喷管出口直径的十分之一量级，研究结果将为自由射流类问题大涡模拟网格划分提供指导。
其他文献
为了充分认识内转式进气道的复杂流动，本文首先对一种内转式进气道进行了数值模拟，获得了对流场结构的初步认识.以此为基础，指导内转式进气道模型外部型面的简化设计，形成了
吸气式高超声速飞行器要求进气道具有良好的自起动能力，如何在地面实验中检验进气道的自起动能力，成为一项重要技术.为了更好的发挥激波风洞在高超声速飞行器研制过程中的
采用非定常动网格技术，研究了高超声速进气道活门旋转过程中内通道流场的三维变化过程.研究表明，旋转过程中，活门后会形成一个回流区，回流区的“凸包”会堵塞部分内收缩段，从
为探索前缘线改变对吸气式高超声速飞机气动性能的影响,本文基于一种旁侧进气布局翼身融合体构型,在飞行马赫数6,攻角4°和高度26km 的巡航飞行条件下,结合运用增量修正
为探究电弧放电等离子体对斜面激波的控制机理，在马赫数Ma=2.5 的风洞中进行了近壁面小功率(＜1kW)电弧放电的实验研究，并使用纹影仪观察放电电弧对其后斜激波的影响.首先，分
高超声速进气道存在双尖楔结构，在非设计工况下，可能出现马赫反射现象。利用激光能量注入流场产生等离子体，可以改变马赫反射结构，降低马赫杆高度，甚至使马赫反射完全转变为正
本文设计了一种背部进气的组合动力飞行器机体推进一体化气动布局方案。该方案采用参数化构建的方式形成了类似楔锥乘波体的布局形式。推进流道位于机身背部，保证了机体下
针对来流Mach 数2.9,24°的压缩折角激波-湍流边界层干扰流动,通过直接数值模拟(DNS)探讨了壁温对角部分离区大小影响的规律.计算的壁温与来流恢复温度之比分别为：Tw/Tr=0
现代先进战斗机为了抑制大迎角非对称分离诱导的横航向气动力，已经放弃经典圆形截面前体，发展了所谓的“脊形前体”，对于非轴对称的“脊形前体”的气动12特性和涡流结构特征
隔离段是位于超燃冲压发动机进气道与燃烧室之间的关键部件，主要作用是防止燃烧室燃烧造成的高反压上传而影响进气道正常工作.隔离段流动现象复杂，包含激波与边界层、激波