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Computational and experimental analysis of Mach 2 air flow over a blunt body with plasma aerodynamic actuation 认领 被引量:1
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作者 SUN Quan CHENG BangQin +4 位作者 LI YingHong KONG WeiSong LI Jun ZHU YiFei JIN Di 《中国科学:技术科学英文版》 SCIE EI CAS 2013年第4期795-802,共8页
According to the mechanism of the arc plasma heating effect,and from a phenomenological perspective of view,the plasma actuation was simplified as heating energy injected into the supersonic flow field for the numeric... According to the mechanism of the arc plasma heating effect,and from a phenomenological perspective of view,the plasma actuation was simplified as heating energy injected into the supersonic flow field for the numerical research on controlling detached shock of the blunt body in non-center symmetrical positions.Besides,experimental research on the form and strength of detached shock wave control by plasma aerodynamic actuation in non-center symmetrical positions was conducted in a high-speed shock tunnel(M=2).The results showed that the detached distance of shock wave increased and the strength of normal shock wave ahead of the detached shock wave reduced when plasma actuation was applied.The control effect was greatly improved after the magnetic field was applied and the effect of upwind-direction flow was the best one.When the upwind-direction flow was applied with 1000 V voltage actuation,the distance of detached shock wave would increase from 3.4 to 7.6 mm and the time average strength of normal shock wave was weaken by 5.5%.At last,the mechanism of plasma actuation on controlling the detached shock wave was briefly analyzed. 展开更多
关键词 电弧等离子体 激励机制 空气流动 实验分析 气动 钝体 激波脱体距离 非中心对称
绕跨声速三角翼的激波/涡干扰流场数值模拟 认领 被引量:5
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作者 李喜乐 杨永 +1 位作者 张强 夏贞锋 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第4期750-761,共12页
在绕三角翼的跨声速流动中,随着迎角的增加,三角翼上的涡破裂位置会出现突然前移的现象。针对这一与亚声速下不同的流动现象,采用带曲率修正的Spalart-Allmaras(SAR)湍流模型,求解定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,对不同迎角下... 在绕三角翼的跨声速流动中,随着迎角的增加,三角翼上的涡破裂位置会出现突然前移的现象。针对这一与亚声速下不同的流动现象,采用带曲率修正的Spalart-Allmaras(SAR)湍流模型,求解定常雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,对不同迎角下绕65°后掠尖前缘三角翼的跨声速流动进行数值模拟,并在此基础上,采用基于SAR湍流模型的脱体涡模拟(DES)方法,对由激波干扰导致的前缘涡破裂位置的运动规律进行了初步探讨。模拟结果与试验结果对比表明:SAR湍流模型能准确地模拟出三角翼上的激波系统和旋涡结构,并能准确模拟出由于激波干扰导致的涡破裂位置突然前移的现象。此外,对涡破裂后流场的非定常数值研究发现,支架前端正激波的干扰作用使得涡破裂位置向下游移动比较突然,而向上游移动则相对缓慢。 展开更多
关键词 三角翼 SAR湍流模型 脱体涡模拟 临界迎角 激波 涡破裂
一种绕曲面物体的可压缩湍流混合格式 认领
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作者 许常悦 冉倩 孙建红 《南京航空航天大学学报:英文版》 EI 2011年第4期 315-323,共9页
提出了一种中心一迎风型混合格式。在该混合格式中,中心差分格式和Roe通量差分裂格式进行混合,它们之间的切换通过一个二进制开关函数实现。为了验证该混合格式在计算绕曲面物体可压缩湍流问题时的可靠性,尤其是带激波的流动问题,... 提出了一种中心一迎风型混合格式。在该混合格式中,中心差分格式和Roe通量差分裂格式进行混合,它们之间的切换通过一个二进制开关函数实现。为了验证该混合格式在计算绕曲面物体可压缩湍流问题时的可靠性,尤其是带激波的流动问题,采用分离涡模拟方法计算了3个典型的问题。研究结果表明,当前数值结果与已有的实验数据相符较好,这说明该混合格式可以用来研究带激波和湍流的曲面物体可压缩绕流问题。 展开更多
关键词 分离涡模拟 激波 可压缩湍流 混合格式
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基于DES方法的三角翼激波-涡干扰流场数值模拟 认领 被引量:4
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作者 焦瑾 杨永 李喜乐 《航空计算技术》 2010年第6期 72-77,共6页
采用基于Spalart-Allmaras湍流模型的脱体涡模拟(DES)方法,数值求解Navier-Stokes方程,模拟绕尖前缘三角翼的跨音速流动,并对三角翼上翼面的复杂激波-旋涡干扰流场进行了分析。与NASA兰利研究中心的NTF风洞实验结果对比分析表明,DES... 采用基于Spalart-Allmaras湍流模型的脱体涡模拟(DES)方法,数值求解Navier-Stokes方程,模拟绕尖前缘三角翼的跨音速流动,并对三角翼上翼面的复杂激波-旋涡干扰流场进行了分析。与NASA兰利研究中心的NTF风洞实验结果对比分析表明,DES方法能很好地模拟跨音速三角翼上的旋涡流动。随着攻角由中度攻角增加到大攻角,支架附近的激波越来越强,对主分离涡的干扰作用越来越大,直至出现激波干扰导致的涡破裂。激波的形状、位置及涡破裂位置均与实验结果吻合良好。 展开更多
关键词 三角翼 脱体涡模拟 激波 涡破裂
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Numerical Simulation of Low Supersonic Flow Around a Sphere 认领
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作者 郑之初 唐安民 林同骥 《中国科学:数学英文版》 SCIE 1994年第1期52-61,共10页
The controlled equations defined in a physical plane are changed into those in a computational plane with coordinate transformations suitable for different Mach number M The computational area is limited in the body... The controlled equations defined in a physical plane are changed into those in a computational plane with coordinate transformations suitable for different Mach number M The computational area is limited in the body surface and in the vicinities of detached shock wave and sonic line.Thus the area can be greatly cut down when the shock wave moves away from the body surface as M∝→1.Highly accurate,total variation diminishing(TVD)finite-difference schemes are used to calculate the low supersonic flowfield around a sphere.The stand-off distance,location of sonic line,etc.are well comparable with experimental data.The long pending problem concerning a flow passing a sphere at 1.3≥M∝】1 has been settled,and some new results on M∝=1.05 have been presented 展开更多
关键词 SPHERE LOW SUPERSONIC flow DETACHED shock WAVE sonic line FORWARD flowfield
跨声速旋成体头部脱体激波的研究 认领 被引量:1
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作者 程克明 黄奕裔 《南京航空学院学报》 CSCD 1990年第3期 1-6,共6页
本文在实验结果基础上,给出了一种计算锥—柱—船尾、拱—柱—船尾和圆球这三类旋成体脱体激波的工程方法。作为一个比较经典的方法,文[1]给出的方法已广泛用来计算物体低超声速飞行时的头部脱体激波。我们知道,理论上能检验脱体波计算... 本文在实验结果基础上,给出了一种计算锥—柱—船尾、拱—柱—船尾和圆球这三类旋成体脱体激波的工程方法。作为一个比较经典的方法,文[1]给出的方法已广泛用来计算物体低超声速飞行时的头部脱体激波。我们知道,理论上能检验脱体波计算合理与否的必要条件是圆锥激波脱体条件。考察文[1]方法后发现,该方法理论上不满足激波脱体条件;究其原因是由于物面肩部发出的声速线处理得较实际过于倾斜。实验结果表明,在M_∞→1时,声速线在物体横向相当一段范围内近乎垂直来流方向。据此本文对文[1]方法做了相应修正。修正过的方法既能满足激波脱体条件,又能与实际吻合较好;而且本方法适用范围较广。 展开更多
关键词 旋成本 跨声速 脱体激波 头部
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涡轮叶栅流动分离涡模拟验证研究 认领 被引量:2
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作者 李艳 李雪松 顾春伟 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第1期40-43,共4页
本文采用DDES模型分析透平叶栅内部亚音速和跨音速流动。DDES模型能有效且较精确地计算亚音速流动,但计算跨音速流动时,出现修正函数fd"保护"边界层功能失效的问题,极大地降低了计算精度;人为设定RANS和LES计算域,保证边界层完全被RAN... 本文采用DDES模型分析透平叶栅内部亚音速和跨音速流动。DDES模型能有效且较精确地计算亚音速流动,但计算跨音速流动时,出现修正函数fd"保护"边界层功能失效的问题,极大地降低了计算精度;人为设定RANS和LES计算域,保证边界层完全被RANS计算域覆盖,计算结果得到很大改善。 展开更多
关键词 S-A DDES分离涡模型 修正函数f_d 激波/尾迹干扰
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