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液体运载火箭超高压可压缩气体流量控制研究 被引量：3
1
作者 程光平 胡峥 +2 位作者 张浩 张荣荣 瞿德超 《上海航天》 2016年第B05期55-59,共5页
对液体运载火箭超高压可压缩增压气体流量控制装置流动特性进行了仿真分析和试验研究。根据增压系统流量控制原理,给出了流量系数的理论计算公式。建立了流动特性试验系统,由试验采集的数据算得不同孔径比节流装置的流量系数;用Fluent... 对液体运载火箭超高压可压缩增压气体流量控制装置流动特性进行了仿真分析和试验研究。根据增压系统流量控制原理,给出了流量系数的理论计算公式。建立了流动特性试验系统,由试验采集的数据算得不同孔径比节流装置的流量系数;用Fluent流体计算软件对节流装置流场进行仿真分析,获得了相同孔径比节流装置的流量系数。仿真计算与试验结果表明:在声速流状态下增压系统的流量控制装置流量系数大于0.9。研究对液体火箭超高压可压缩气体流量精度控制有一定的参考价值。 展开更多
关键词 液体运载火箭 增压系统 超高压可压缩气体 气体流量 声速流 节流装置 流量系数 孔径比
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声速流对钻头温度和压力的影响 被引量：2
2
作者 沈忠厚 王海柱 李根生 《中国石油大学学报（自然科学版）》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第4期67-69,74,共4页
气体钻井过程中,喷嘴处容易产生声速流,且在声速流条件下,伴随着压力间断和喷嘴低温,会导致钻头'冰包',环空压力急剧上升而立管却无法检测的现象,容易造成地面及井下事故。以超临界CO2气体钻井为例对钻头渐缩喷嘴压力、温度、... 气体钻井过程中,喷嘴处容易产生声速流,且在声速流条件下,伴随着压力间断和喷嘴低温,会导致钻头'冰包',环空压力急剧上升而立管却无法检测的现象,容易造成地面及井下事故。以超临界CO2气体钻井为例对钻头渐缩喷嘴压力、温度、流速变化对声速流的影响进行研究。结果表明:气体从喷嘴喷出后,压力急剧降低,体积快速膨胀,产生焦耳-汤姆逊效应,使得喷嘴出口温度急剧降低,降低幅度取决于气体性质以及上下游压力比;在进行气体钻井设计时,尤其是需要高压力、大排量喷射钻井时,首先要估算井底压力范围,再计算喷嘴上游临界压力,确定钻头上游安全压力带作为水力参数设计的参考标准,控制好井底与钻头上游之间的压力关系,避免声速流的发生。 展开更多
关键词 钻井 声速流 喷嘴 温度 压力 二氧化碳
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超声速和高超声速翼型非定常气动力的一种近似计算方法 被引量：29
3
作者 陈劲松 曹军 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1990年第3期339-344,共6页
本文叙述当地流活塞理论,根据这一理论导得超声速和高超声速尖前缘翼型的压强系数和振动导数公式。数值结果与实验数据和其它理论的结果作了比较。实例表明在活塞理论失效的情况(M_∞δ_(max)>1)下,本方法仍能给出合理的数值结果。
关键词 翼型 非定常流 超声速流 气动力
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超声速气流中横向煤油射流的数值模拟 被引量：18
4
作者 岳连捷 俞刚 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第1期11-14,共4页
为了对超声速气流中液体横向射流进行数值模拟,采用Eulerian Lagrangian方法描述气液两相流动现象,用随机轨道模型追踪液滴的运动历程,并考虑气流可压缩性、流场不均匀性及液滴变形对液滴运动的影响,开发了相应的计算程序。计算结果发现... 为了对超声速气流中液体横向射流进行数值模拟,采用Eulerian Lagrangian方法描述气液两相流动现象,用随机轨道模型追踪液滴的运动历程,并考虑气流可压缩性、流场不均匀性及液滴变形对液滴运动的影响,开发了相应的计算程序。计算结果发现,液体射流与气流之间存在着强烈的相互作用,液滴在进入气流中不久就破碎成很小的子液滴,受煤油液雾的影响气流速度、温度急剧下降,同时在喷孔上游出现一道弓形激波。与液雾结构的纹影图像和液雾穿透的实验结果对比显示,数值计算结果基本合理。 展开更多
关键词 超声速流 液滴 液体雾化 气体—液体互作用 数值模拟
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二维高亚声速空腔流激振荡的数值模拟研究 被引量：18
5
作者 罗柏华 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2002年第1期84-88,共5页
采用基于P .L .Roe的近似Riemann解的修正Osher&Chakravarthy (MOC)三阶TVD有限差分格式 ,数值求解二维雷诺平均全Navier Stokes方程 ,并用Cebeci Smith代数湍流模型 (对腔内区域作修正 )来模拟湍流效应 ,时间方向的积分采用四阶Run... 采用基于P .L .Roe的近似Riemann解的修正Osher&Chakravarthy (MOC)三阶TVD有限差分格式 ,数值求解二维雷诺平均全Navier Stokes方程 ,并用Cebeci Smith代数湍流模型 (对腔内区域作修正 )来模拟湍流效应 ,时间方向的积分采用四阶Runge Kutta方法 ,通过对GAMM超音速前台阶绕流的计算 ,验证了格式及程序的有效性 ,对高亚声速来流下的空腔流动作了数值模拟研究 。 展开更多
关键词 亚声速流 空腔流动 数值模拟 流动振荡
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超声速流中激波/湍流附面层干扰数值模拟 被引量：13
6
作者 雷雨冰 梁德旺 黄国平 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第1期1-5,共5页
采用修正的 B/L湍流模型以及多块结构化网格求解了二维 N- S方程 ,分别对超声速流和高超声速流中的激波 /湍流附面层干扰进行了数值研究。本文首先研究了进口马赫数为 2 .96的超声速流 ,计算结果准确预测了入射斜激波在平直壁面引起湍... 采用修正的 B/L湍流模型以及多块结构化网格求解了二维 N- S方程 ,分别对超声速流和高超声速流中的激波 /湍流附面层干扰进行了数值研究。本文首先研究了进口马赫数为 2 .96的超声速流 ,计算结果准确预测了入射斜激波在平直壁面引起湍流附面层分离的流动特征 :分离点的反射激波、分离包引起的膨胀扇以及再附点的反射激波。计算的壁面压力分布与实验值吻合较好 ,计算的分离区长度与实验值比较有一定误差。本文还对进口马赫数为 9.2 2的高超声速流中压缩角引起的激波 /湍流附面层干扰进行了数值研究 。 展开更多
关键词 超声速流 激波 湍流附面层 干扰 数值模拟 飞行器
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弯曲激波压缩型面的设计及数值分析 被引量：18
7
作者 潘瑾 张堃元 金志光 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第4期438-442,共5页
分别采用等压缩角和递增压缩角的小折线构成压缩型面。研究了二维均匀超声来流流过压缩面时的波后超声流场,结果表明,该方法能够形成弯曲激波且波后气流沿流向的壁面静压近似为等压力梯度,其等压力梯度程度取决于各小折线压缩角的配置... 分别采用等压缩角和递增压缩角的小折线构成压缩型面。研究了二维均匀超声来流流过压缩面时的波后超声流场,结果表明,该方法能够形成弯曲激波且波后气流沿流向的壁面静压近似为等压力梯度,其等压力梯度程度取决于各小折线压缩角的配置。采用该方法生成的曲面压缩型面进气道附面层稳定性好,优于常规的平面压缩进气道。与二维常规平面压缩进气道相比,设计工况下,性能相当;非设计工况下,性能优于二维常规平面压缩进气道。 展开更多
关键词 超声速进气道 均匀超声速流 二维流 弯曲激波 附面层分离 数值仿真
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高分辨率有限差分-有限元混合方法及其在气动热计算中的应用 被引量：12
8
作者 段占元 童秉纲 姜贵庆 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1997年第4期462-467,共6页
在文献［1］结合NND格式思想［2］提出的有限元格式基础上，给出一种有限差分－有限元混合方法。通过求解完全Navier－Stokes方程，得到了高超声速情况下钝头体轴对称绕流的较满意结果，同时讨论了网络Re数对驻点热流的影响。
关键词 高超声速流 热流 有限差分 有限元 气动热计算
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高速流场中变刚度复合材料层合板颤振分析 被引量：16
9
作者 欧阳小穗 刘毅 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第3期111-121,共11页
变刚度复合材料层合板在高速流场中的颤振行为是设计中需要考虑的问题。本文研究了高速流场中的曲线纤维变刚度层合复合材料壁板非线性颤振响应,分析了边界条件和纤维方向对颤振特性的影响。利用von-Karman大变形应变-位移关系,采用气... 变刚度复合材料层合板在高速流场中的颤振行为是设计中需要考虑的问题。本文研究了高速流场中的曲线纤维变刚度层合复合材料壁板非线性颤振响应,分析了边界条件和纤维方向对颤振特性的影响。利用von-Karman大变形应变-位移关系,采用气动力活塞理论,根据虚功原理和有限元法建立变刚度复合材料壁板颤振的气动弹性力学模型,采用Newmark法对壁板的颤振方程求解。给出了不同边界条件和纤维方向条件下层合复合材料壁板的颤振特性。计算结果表明:随着纤维在板中心处或在边界±a/2处与x方向夹角(T_0或T_1)的增大,颤振临界动压减小;相同动压下,随着T_0或T_1的增大,极限环振幅增大。研究表明采用曲线纤维进一步提高了复合材料层合板的可设计性,通过调整曲线纤维路径可以改变复合材料壁板的颤振特性。 展开更多
关键词 非线性壁板颤振 超声速流 变刚度复合材料 曲线纤维层合板 变角度丝束
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超声速主流中横向喷流场的激波-旋涡结构的数值模拟 被引量：15
10
作者 张涵信 刘君 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1991年第1期8-13,共6页
本文利用NND格式,通过求解NS方程,对二维超声速主流中横向喷流干扰流场进行了数值模拟,计算清楚地给出了激波结构、回流区和混合层。本文计算得到的激波结构和实验相当一致。最有兴趣的是由于喷流的干扰,主流在喷口前发生主涡分叉,观察... 本文利用NND格式,通过求解NS方程,对二维超声速主流中横向喷流干扰流场进行了数值模拟,计算清楚地给出了激波结构、回流区和混合层。本文计算得到的激波结构和实验相当一致。最有兴趣的是由于喷流的干扰,主流在喷口前发生主涡分叉,观察到三个流向旋转涡和两个反流向旋转涡;在喷口后的背风区,存在具有低压和回流区的尾迹。 展开更多
关键词 横向喷流 激波 旋涡 超声速流 模拟
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无隔道超声速进气道/前机身一体化计算与试验 被引量：15
11
作者 李博 梁德旺 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第9期1597-1604,共8页
针对某飞机设计了机身两侧进气的无隔道超声速进气道(Bump进气道),进行了进气道/前机身一体化的三维内外流流场数值模拟研究,得到了进气道的流场图谱,比较了唇口方案对附面层排移效果的影响,并对比分析了带隔道的斜板式进气道与无隔道... 针对某飞机设计了机身两侧进气的无隔道超声速进气道(Bump进气道),进行了进气道/前机身一体化的三维内外流流场数值模拟研究,得到了进气道的流场图谱,比较了唇口方案对附面层排移效果的影响,并对比分析了带隔道的斜板式进气道与无隔道进气道的流场特征及附面层排除特点的差异。根据设计和计算结果,进行了斜板式及Bump进气道模型的风洞试验,通过试验对比,选择了较优的Bump进气道方案,并将不同模型比例和风洞、高空条件下的计算结果与试验数据进行了比较,发现在计算条件、模型比例都与风洞吹风条件一致的情况下,数值模拟的结果与试验数据吻合最好。研究结果表明,Bump进气道气动性能优于斜板式进气道,采用"双斜切"唇口方案设计的Bump进气道能进一步增加排除附面层的效果,按高空条件计算得到的进气道总压恢复系数比按地面风洞条件计算值高0.02～0.03。 展开更多
关键词 无隔道超声速进气道 Bump进气道 进气道设计 超声速流 一体化设计 计算流体力学 风洞
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超声速多喷流干扰流场特性研究 被引量：13
12
作者 王军旗 李素循 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2009年第4期575-583,共9页
研究了旋成体上超声速来流与超声速横向多喷流相撞产生的层流干扰流场特性.数值方法针对三维可压缩Navier-Stokes方程按二阶精度Roe格式进行离散,采用基于多区对接网格技术的有限体积法.数值模拟结果描述了多喷流干扰流场的空间结构以... 研究了旋成体上超声速来流与超声速横向多喷流相撞产生的层流干扰流场特性.数值方法针对三维可压缩Navier-Stokes方程按二阶精度Roe格式进行离散,采用基于多区对接网格技术的有限体积法.数值模拟结果描述了多喷流干扰流场的空间结构以及激波/边界层干扰引起的分离范围,探讨了沿流向等间距排列的喷口个数对表面和空间流场结构以及压力分布的影响规律.结果表明,第一喷口对多喷流干扰流场主要结构和喷口上游表面分离范围起主导作用.其中三喷流流场数值模拟的对称面激波结构与实验纹影结果进行对比,符合较好. 展开更多
关键词 横向喷流 多喷流 超声速流 激波/边界层干扰
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数值模拟侧向超声速单喷流干扰流场特性 被引量：13
13
作者 王军旗 李素循 +1 位作者 倪招勇 孙茂 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第3期598-602,共5页
采用数值方法研究了平板上超/高超声速来流与超声速横向喷流相撞引起的复杂干扰流场特性。所建立的单介质冷喷流数值模拟方法,经过了表面多方位压力分布测量结果、纹影显示的激波结构以及表面油流图谱表现的表面分离范围的实验验证。根... 采用数值方法研究了平板上超/高超声速来流与超声速横向喷流相撞引起的复杂干扰流场特性。所建立的单介质冷喷流数值模拟方法,经过了表面多方位压力分布测量结果、纹影显示的激波结构以及表面油流图谱表现的表面分离范围的实验验证。根据数值模拟与实验对比的结果,合理地描述了喷流干扰流场压力分布以及表面、空间结构特性,并分析了压力比对流场结构和特性的影响。 展开更多
关键词 横向喷流 超/高超声速流 湍流模型
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过渡领域高超声速圆柱绕流直接模拟 被引量：11
14
作者 樊菁 沈青 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1995年第4期405-413,共9页
本文用直接模拟蒙特卡罗方法模拟了再入速度为７．５ｋｍ／ｓ，高度分别为８０、８５、９０ｋｍ，物壁是完全漫反射有限催化壁的圆柱绕流。在８０ｋｍ考察了壁面催化率的影响。计算结果表明：稀薄程度对壁面物理量和流场结构有十分显著... 本文用直接模拟蒙特卡罗方法模拟了再入速度为７．５ｋｍ／ｓ，高度分别为８０、８５、９０ｋｍ，物壁是完全漫反射有限催化壁的圆柱绕流。在８０ｋｍ考察了壁面催化率的影响。计算结果表明：稀薄程度对壁面物理量和流场结构有十分显著的影响，热力学和化学非平衡效应显著。随着高度降低，壁面催化率对壁面热流量等有明显影响。而流场沿物面方向变化比较缓慢，应用较粗的沿壁向网格也可以得到满意的宏观结果。最后，我们作了球体绕流的数值模拟并与半球头柱头部热流量的实验结果作了比较，二者符合良好。 展开更多
关键词 DSMC方法 壁面催化 稀薄 高超声速流
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一种鼻锥钝化高超声速轴对称进气道流动特性实验 被引量：11
15
作者 高文智 李祝飞 杨基明 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第1期302-310,共9页
前缘钝化尺度是高超声速进气道设计中的关键参数。针对一种前体锥加弯曲压缩面的高超声速轴对称进气道,选取最大尺度为3.2mm(5%唇缘半径)的几种典型鼻锥钝化半径,在马赫数Ma=6来流,及模型安装攻角为0°、4°、7°的条件下... 前缘钝化尺度是高超声速进气道设计中的关键参数。针对一种前体锥加弯曲压缩面的高超声速轴对称进气道,选取最大尺度为3.2mm(5%唇缘半径)的几种典型鼻锥钝化半径,在马赫数Ma=6来流,及模型安装攻角为0°、4°、7°的条件下开展鼻锥钝化尺度对进气道流动性能影响的实验研究。采用纹影拍摄及压力测量记录各来流条件下进气道前体流场结构及壁面压强分布,并在无攻角来流条件下利用微型扰流器进行边界层强制转捩研究。结果表明,对无攻角来流而言,即使是尺度高达3.2mm的钝化半径对进气道前体流场结构及壁面静压分布也基本没有影响。此来流条件下,几种不同鼻锥钝化半径的前体压缩面均出现小范围流动分离,而添加扰流器后该分离区均消失。钝化尺度的影响随着攻角的增加而显现,尽管不同鼻锥钝化尺度下迎风面流场及壁面压强分布几乎没有差别,但背风面随钝化尺度增大表现为边界层明显增厚、流动趋于不稳定。其中最大钝化尺度R=3.2mm的构型在4°攻角来流时背风面即出现明显的分离区,而7°攻角来流时背风面更是出现大范围流动分离、进气道背风侧不起动,并导致进气道内部壁面压强显著下降。 展开更多
关键词 高超声速流 轴对称进气道 鼻锥钝化 攻角来流 流动分离
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基于RANS/NLAS的火箭跨声速脉动压力环境预示 被引量：11
16
作者 任淑杰 张收运 闫桂荣 《固体火箭技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第4期418-422,共5页
为了快速准确地预示大型火箭结构的脉动压力环境,采用雷诺平均N-S方程(RANS)求解流场、非线性噪声求解方程(NLAS)求解声场相结合的技术途径,数值求解了跨声速阶段火箭表面锥柱肩部、船尾倒锥、裙柱部区典型位置处脉动压力,给出了火箭在... 为了快速准确地预示大型火箭结构的脉动压力环境,采用雷诺平均N-S方程(RANS)求解流场、非线性噪声求解方程(NLAS)求解声场相结合的技术途径,数值求解了跨声速阶段火箭表面锥柱肩部、船尾倒锥、裙柱部区典型位置处脉动压力,给出了火箭在不同马赫数条件下的均方根脉动压力系数、声压级等。结果表明,基于RANS/NLAS方法,并应用两方程非线性k-ε湍流模型、远场吸收边界及壁面函数法,可成功地进行火箭跨声速脉动压力环境的预示;船尾倒锥区的脉动压力环境较锥柱肩部、裙柱部区更为严重,且马赫数为0.9～0.975时,船尾倒锥区的脉动压力环境最为严重;脉动压力能量主要集中在低频(100 Hz附近)。 展开更多
关键词 跨声速流 RANS/NLAS 脉动压力 声压级
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超声速逆向喷流的减阻与降热 被引量：11
17
作者 王兴 裴曦 +1 位作者 陈志敏 徐敏 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第3期261-264,共4页
利用流动控制技术改变流场结构的方法,对逆向冷喷流将激波推离物体表面以达到减阻减热的效果,进行了数值模拟计算。通过计算给出了钝头体在超声速流场中有无逆向喷流的压力场和温度场的比较,结果表明,逆向喷流对钝头体表面的减阻和减热... 利用流动控制技术改变流场结构的方法,对逆向冷喷流将激波推离物体表面以达到减阻减热的效果,进行了数值模拟计算。通过计算给出了钝头体在超声速流场中有无逆向喷流的压力场和温度场的比较,结果表明,逆向喷流对钝头体表面的减阻和减热起到了明显的作用。 展开更多
关键词 超声速流 逆向喷流+ 阻力 数值仿真
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高超声速小钝锥边界层非对称转捩研究 被引量：9
18
作者 杨云军 沈清 +1 位作者 詹慧玲 周伟江 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2008年第1期34-39,共6页
在脉动能-比耗散率(k-ω)两方程体系上引入边界层转捩的模型化处理方法,构建高超音速边界层流动的转捩/湍流模式。基于新的转捩/湍流预测手段研究发现,圆锥小攻角下转捩特性呈现非对称分布——迎风面后移而背风面前移,非对称转捩对于高... 在脉动能-比耗散率(k-ω)两方程体系上引入边界层转捩的模型化处理方法,构建高超音速边界层流动的转捩/湍流模式。基于新的转捩/湍流预测手段研究发现,圆锥小攻角下转捩特性呈现非对称分布——迎风面后移而背风面前移,非对称转捩对于高超音速飞行器的表面热流特性及气动力特性影响显著。 展开更多
关键词 高超声速流 湍流模型 转捩模式 非对称
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横向喷流干扰中的真实气体效应研究 被引量：11
19
作者 杨彦广 刘君 唐志共 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2006年第1期28-33,共6页
建立了包括湍流、两相流和非平衡化学反应模型的统一算法,并对横喷干扰流动中的高温异质喷流、两相流、非平衡燃烧效应分别进行了计算分析。研究表明,非平衡燃烧效应对干扰流场及模型气动力的影响最大,高温异质喷流次之,两相流效应的影... 建立了包括湍流、两相流和非平衡化学反应模型的统一算法,并对横喷干扰流动中的高温异质喷流、两相流、非平衡燃烧效应分别进行了计算分析。研究表明,非平衡燃烧效应对干扰流场及模型气动力的影响最大,高温异质喷流次之,两相流效应的影响最小;非平衡燃烧是引起冷、热喷条件下轴向力系数出现明显差异的最主要因素;虽然固相颗粒本身对干扰流场影响非常小,但它会从造成气相质量流率损失的角度对流动产生影响。因此,在风洞试验的模拟准则中应对上述因素予以考虑。 展开更多
关键词 高超声速流 横向喷流干扰 真实气体效应 空气动力
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狭窄缝隙内的热流分布实验研究 被引量：10
20
作者 唐贵明 《流体力学实验与测量》 EI CSCD 2000年第4期1-6,共6页
在脉冲风洞中M∞=9.85,12.0,和15.5，相应雷诺数Re∞=(1.0×107, 6.4×105和3.2×105)/m的来流条件下，分别用平板和平头圆柱模型测量了狭窄缝隙内的详细热流分布。缝隙宽2mm,深25mm,模型攻角α=0°～90°，缝隙相... 在脉冲风洞中M∞=9.85,12.0,和15.5，相应雷诺数Re∞=(1.0×107, 6.4×105和3.2×105)/m的来流条件下，分别用平板和平头圆柱模型测量了狭窄缝隙内的详细热流分布。缝隙宽2mm,深25mm,模型攻角α=0°～90°，缝隙相对气流的偏转角β=0°～90°。本文给出了缝内典型热流分布结果，讨论了马赫数、攻角和偏转角对缝内热流分布的影响，并与现有计算方法和实验数据进行了比较。 展开更多
关键词 缝隙 热流分布 高超声速流 脉冲风洞
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