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基于边界层理论的球头驻点热流计算方法
1
作者 田润雨 龚红明 +1 位作者 常雨 孔小平 《航空学报》 北大核心 2025年第2期52-68,共17页
准确获知球头驻点热流,对于飞行器防热设计至关重要。本文基于平衡空气球头驻点层流自相似边界层假设,开展了边界层方程相关推导,采用四阶龙格-库塔法数值求解坐标变换后的常微分边界层方程组,建立正向逼近打靶法,以寻找方程最优解,从... 准确获知球头驻点热流,对于飞行器防热设计至关重要。本文基于平衡空气球头驻点层流自相似边界层假设,开展了边界层方程相关推导,采用四阶龙格-库塔法数值求解坐标变换后的常微分边界层方程组,建立正向逼近打靶法,以寻找方程最优解,从而建立了通过求解边界层方程组获得球头驻点热流的方法,将该热流简称为BLES热流,在与试验值的对比中获得了较好的对比效果;以此方法为基础,针对高度10~60 km、不同速度、不同壁面温度的182个工况,开展了Fay-Riddell平衡流条件球头驻点热流公式计算偏差分析,发现在大部分工况下,壁面温度接近边界层外缘温度时,其热流计算值偏差明显增加;变形驻点热流表达式,将其中的无量纲参数拟合为多个无量纲参数组合的形式,得到了多参数拟合的新的球头驻点热流计算公式,并在多个工况下开展了热流计算效果对比研究,获得了优于Fay-Riddell平衡流条件球头驻点热流公式的应用效果。 展开更多
关键词 边界层理论 层流自相似 球头 驻点热流 平衡流 气动热 BLES热流
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基于唯象模型的等离子激励诱导流场数值模拟 被引量：8
2
作者 张攀峰 刘爱兵 王晋军 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第1期52-56,共5页
通过在Navier-Stokes方程组中添加体积力源项的方法,模拟了二维不可压流中等离子体激励器对周围流场的诱导作用.计算结果表明等离子体激励器在其下游会产生一股贴近物面的壁面射流,该射流各截面的速度型、最大速度衰减、射流宽度增长等... 通过在Navier-Stokes方程组中添加体积力源项的方法,模拟了二维不可压流中等离子体激励器对周围流场的诱导作用.计算结果表明等离子体激励器在其下游会产生一股贴近物面的壁面射流,该射流各截面的速度型、最大速度衰减、射流宽度增长等均与典型的层流射流(壁面射流或二维狭缝射流)一致,表明等离子体激励对周围中性流体的诱导是一种势流影响.最后通过积分得到了等离子体诱导壁面射流的吹气系数,通过与传统吹气流动控制技术比较,指出目前等离子体激励产生的壁面射流吹气系数较小,仅适用于低速条件下的流动控制. 展开更多
关键词 等离子激励器 唯象模型 数值模拟 流动控制
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亚/超声速楔状流层流边界层速度与温度相似解及拟合解 被引量：4
3
作者 赵国昌 杜霞 +1 位作者 宋丽萍 孔敬儒 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2014年第12期2785-2794,共10页
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RungeKutta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... 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RungeKutta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为例利用相似变换研究了超声速条件下气体压缩性及黏度随温度变化等因素对层流边界层速度与温度的影响,得出不可压缩常物性与可压缩变物性条件下无量纲速度相对误差绝对值小于9.8%的结论.研究表明:Pr越大贴近壁面处无量纲温度变化越剧烈;超声速条件下壁温低于绝热壁温时黏性耗散作用可以使层流边界层气体温度从壁面到主流间出现先升高后降低的变化. 展开更多
关键词 流函数 无量纲温度 亚/超声速 层流边界层 楔状流 相似变换 解析解 拟合解
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两种差分格式和两种湍流模型在轴对称冲击射流数值计算中的比较 被引量：5
4
作者 陈庆光 徐忠 张永建 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2003年第1期82-89,共8页
用延迟修正QUICK和乘方两种差分格式,结合标准k ε模型和一种基于重正化群(RNG)思想的k ε模型,对半封闭轴对称湍流冲击射流场进行了数值模拟。通过与实验结果的比较,考察了两种差分格式对计算结果的影响,并讨论了两种湍流模型对冲击射... 用延迟修正QUICK和乘方两种差分格式,结合标准k ε模型和一种基于重正化群(RNG)思想的k ε模型,对半封闭轴对称湍流冲击射流场进行了数值模拟。通过与实验结果的比较,考察了两种差分格式对计算结果的影响,并讨论了两种湍流模型对冲击射流场的数值预测能力。研究表明:当都采用标准k ε模型时,QUICK格式得到的结果比乘方格式更接近于实验值,尤其对湍动能分布;当都采用QUICK格式时,RNGk ε模型的预测值比标准k ε模型更准确。 展开更多
关键词 差分格式 湍流模型 冲击射流 数值计算
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风力机翼型边界层分离流动三维特性的数值模拟 被引量：8
5
作者 李隆键 张义华 唐胜利 《重庆理工大学学报（自然科学）》 CAS 2010年第9期41-46,共6页
针对NRELS809翼型绕流流动分别建立了二维和三维可压缩湍流模型,并进行了相应的数值模拟计算。湍流黏度分别采用基于RANS的Spalart-Allmaras和k-ωSST两种湍流模型来处理。研究结果表明:基于RANS的三维Spalart-Allmaras湍流模型在大攻... 针对NRELS809翼型绕流流动分别建立了二维和三维可压缩湍流模型,并进行了相应的数值模拟计算。湍流黏度分别采用基于RANS的Spalart-Allmaras和k-ωSST两种湍流模型来处理。研究结果表明:基于RANS的三维Spalart-Allmaras湍流模型在大攻角下得到了更加细致的涡结构,且更能显示出边界层分离流动的三维特性,计算出的翼型气动性能与实验测试值更接近,因此,Spalart-Allmaras湍流模型比k-ωSST湍流模型在预测翼型失速后气动性能方面更加有效。数值计算结果同时揭示了分离流动的三维特性是影响翼型气动性能的重要因素,而二维模型并不适用于翼型气动性能的计算。 展开更多
关键词 风力机叶片 翼型边界层分离流动 三维特性 数值模拟
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超声速高超声速球锥绕流的边界层稳定性特点初探 被引量：3
6
作者 袁湘江 周恒 赵耕夫 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1999年第1期98-104,共7页
本文对一个球锥组合体，在超声速来流及零迎角条件下，对其边界层的稳定性特点进行了分析并讨论了转捩预测问题。结果表明转捩总是最先出现在来流马赫数不太大，或来流雷诺数较高并且具有较大的周向速度或周向波数的情况下。
关键词 边界层 头锥 稳定性 高超音速 超音速 绕流
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防冰表面的对流换热计算分析 被引量：4
7
作者 宋馨 林贵平 卜雪琴 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第1期49-53,共5页
利用动量和热边界层积分分析的方法对采用电热防冰的二维机翼对流换热系数进行了数值计算,比较了等温突捩以及变温光滑两种不同的边界层模型.层流向湍流转捩的起始点位置和过渡区域的长度由经验公式判断,并通过内外热流耦合迭代求解得... 利用动量和热边界层积分分析的方法对采用电热防冰的二维机翼对流换热系数进行了数值计算,比较了等温突捩以及变温光滑两种不同的边界层模型.层流向湍流转捩的起始点位置和过渡区域的长度由经验公式判断,并通过内外热流耦合迭代求解得到了防冰表面的平衡温度,与文献试验值进行了比较.所得结果表明:加入过渡区模型可较好地预测对流换热系数及防冰表面温度.同时,结果还表明环境压力变化对换热系数的的影响较大. 展开更多
关键词 边界层积分分析 对流换热系数 表面温度
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用不同湍流模型预测机翼边界层分离区 被引量：5
8
作者 包涵龄 陈鹏 武玉英 《北京工业大学学报》 CAS CSCD 北大核心 2003年第2期159-163,共5页
介绍了机翼气流分离区的预测方法和不同湍流模型对其预测结果的影响。分析了C-S模型用于分离流计算的缺点,提出了对模型的若干种改进方案,并通过实例计算说明它们的应用效果。还给出了使用k方程模型求解边界层分离流问题的技术细节与技... 介绍了机翼气流分离区的预测方法和不同湍流模型对其预测结果的影响。分析了C-S模型用于分离流计算的缺点,提出了对模型的若干种改进方案,并通过实例计算说明它们的应用效果。还给出了使用k方程模型求解边界层分离流问题的技术细节与技巧,对计算结果与代数模型结果以及试验结果作了比较。结果表明,对C-S模型的原型作适当修正是必要的,修正内容包括在外层粘度系数定义时用流向位移厚度来取代三维位移厚度,并计入壁面流线角影响;在定义内层粘度系数时,需计入压力梯度影响和横向与纵向旋涡粘度比的影响。 展开更多
关键词 湍流模型 粘流 边界层计算 边界层分离 机翼
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风洞侧壁干扰控制与修正方法研究 被引量：7
9
作者 惠增宏 柳雯 《实验流体力学》 EI CAS CSCD 北大核心 2010年第6期73-76,87,共5页
风洞侧壁干扰是影响风洞实验数据准确度的一个重要因素,洞壁边界层的存在会使二维翼型升力线斜率的测量值下降,在风洞设计和实验中采用多种方法来减小其干扰。简述了减小或消除侧壁干扰的实验原理、实验方法、优缺点及国内外研究进展,... 风洞侧壁干扰是影响风洞实验数据准确度的一个重要因素,洞壁边界层的存在会使二维翼型升力线斜率的测量值下降,在风洞设计和实验中采用多种方法来减小其干扰。简述了减小或消除侧壁干扰的实验原理、实验方法、优缺点及国内外研究进展,重点介绍了侧壁抽吸、侧壁吹除控制与修正方法,最后介绍了判断控制和修正效果的准则。侧壁抽吸与侧壁吹除方法在实际应用中取得了良好的效果,对抑制侧壁边界层效应有一定作用,能够提高实验结果的精确性。 展开更多
关键词 侧壁干扰 侧壁抽吸 侧壁吹除 判断准则
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计算三维湍流边界层的积分反方法 被引量：5
10
作者 温功碧 何筱毅 +2 位作者 蒋俊 何青 吴望一 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1990年第3期272-279,共8页
本文通过分析、计算比较了现有计算三维湍流边界层反方法几种主要版本。内容包括小横向流和大横向流两部分。在此基础上提出一较好的反方法计算版本。所得结论对于如何选取一合适方法有参考意义。
关键词 湍流 边界层 积分反法 三维
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喷注壁面楔状流层流边界层速度与温度相似解 被引量：1
11
作者 赵国昌 杜霞 +3 位作者 宋丽萍 单龙 孔敬儒 彭大维 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第7期1537-1545,共9页
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... 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°,18°和36°楔形角的楔状流层流边界冷却速度与温度分布得到以下结论:楔状流速度边界层和温度边界层厚度都随楔形角的增大而变小,随着吹风参数的增大而增大;当冷却介质温度越低、吹风参数越小、楔形角越大时,靠近壁面处楔状流层流边界层内温度梯度越大. 展开更多
关键词 楔状流 层流边界层 喷注壁面 相似解 吹风参数
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后掠激波边界层干扰中Mach数对特性区影响的研究 被引量：3
12
作者 邓学蓥 刘志忠 崔锦慧 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1990年第3期A127-A131,共5页
本文介绍了由后掠压缩角模型引起的激波和湍流边界层干扰的实验研究。实验雷诺数Re=2.42～2.47×10~7/m,Ma_∞=1.79,2.04和2.50。模型共15个,其后掠角变化范围是0°～60°,流向压缩角变化范围为10°～30°。实验结... 本文介绍了由后掠压缩角模型引起的激波和湍流边界层干扰的实验研究。实验雷诺数Re=2.42～2.47×10~7/m,Ma_∞=1.79,2.04和2.50。模型共15个,其后掠角变化范围是0°～60°,流向压缩角变化范围为10°～30°。实验结果表明,在本实验范围内,激波边界层干扰中的上游影响区都呈现出柱形区或锥形区特性;柱形区和锥形区之间的边界随来流Mach数减小向锥形区发展。该边界主要决定于无粘激波的形式。 展开更多
关键词 激波 边界层 湍流 流动显示
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湍流减阻新概念的实验探索 被引量：40
13
作者 潘家正 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1996年第3期304-310,共7页
本文对当今湍流表面摩擦减阻新概念进行了初步的风洞实验探索。将垂直于流动方向的小尺寸肋条按一定的间隔距离固定在平板上，利用自制的悬挂式天平测量了不同风速时的阻力，获得了约１０．２％的减阻效果。实验中分别考察了肋条参数对... 本文对当今湍流表面摩擦减阻新概念进行了初步的风洞实验探索。将垂直于流动方向的小尺寸肋条按一定的间隔距离固定在平板上，利用自制的悬挂式天平测量了不同风速时的阻力，获得了约１０．２％的减阻效果。实验中分别考察了肋条参数对减阻的影响，使用Ｘ型热线风速仪研究了雷诺应力的型态。从湍流边界层涡结构的观点出发，提出了边界层底部“微型空气轴承（ＭＡＢＳ）”减阻新概念以及涡结构干扰对减阻的影响，并认为平均速度型态的改善是湍流表面摩阻减小的结果，雷诺应力型态的改善将是湍流减阻的基本研究内容之一。 展开更多
关键词 湍流边界层 摩擦减阻 风洞试验 雷诺应力
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高超声速湍流分离激波运动特性 被引量：2
14
作者 王世芬 任志远 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1998年第3期343-347,共5页
给出半圆柱前缘舵诱导的高超声速湍流分离激波运动特性。实验气流Ｍ数为７．８，单位长度Ｒｅ数为３．５×１０７／ｍ。结果表明，随着Ｍ数的增加，分离激波两边压力比的平均值加大，但对其用前缘直径无量纲的激波运动区长度和用自... 给出半圆柱前缘舵诱导的高超声速湍流分离激波运动特性。实验气流Ｍ数为７．８，单位长度Ｒｅ数为３．５×１０７／ｍ。结果表明，随着Ｍ数的增加，分离激波两边压力比的平均值加大，但对其用前缘直径无量纲的激波运动区长度和用自由流速度无量纲的激波向上（下）游运动速度的平均值影响不大。 展开更多
关键词 高超声速 分离流 激波运动 钝缘舵 舵 湍流分离
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后掠压缩角激波边界层柱形干扰研究 被引量：2
15
作者 邓学蓥 刘志忠 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1990年第3期280-285,共6页
本文给出了由后掠压缩角模型引起的激波和湍流边界层干扰的实验研究结果,着重提出了柱形干扰中的尺度特性。本实验中的马赫数为1.79,2.04和2.50,相应的雷诺数为2.42～2.47×10~7/米。模型后掠角的变化范围是0°到60°,流向... 本文给出了由后掠压缩角模型引起的激波和湍流边界层干扰的实验研究结果,着重提出了柱形干扰中的尺度特性。本实验中的马赫数为1.79,2.04和2.50,相应的雷诺数为2.42～2.47×10~7/米。模型后掠角的变化范围是0°到60°,流向压缩角的变化范围为0°到30°。实验结果表明,在本实验的马赫数范围内,干扰流动的上游影响区呈现柱形或锥形,如果考虑横流效应,柱形干扰区的上游影响尺度能和二维压缩角的上游影响尺度相关联。其相关关系仅受后掠角和来流马赫数的影响,而与压缩角大小无关。 展开更多
关键词 激波 边界层 后掠压缩角 干扰 柱形
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极低湍流度下翼型近场尾流雷诺切应力的分布 被引量：2
16
作者 何克敏 白存儒 《应用力学学报》 CAS CSCD 北大核心 1997年第2期19-24,共6页
简述了在西北工业大学低湍流度风洞中，用热线风速仪测量翼型边界层及近场尾流中速度型、湍流强度、雷诺正应力及切应力等的简况；文中着重分析了极低湍流度下（０．０２％）试验所得近场尾流中雷诺切应力的分布规律。结果表明，在尾流... 简述了在西北工业大学低湍流度风洞中，用热线风速仪测量翼型边界层及近场尾流中速度型、湍流强度、雷诺正应力及切应力等的简况；文中着重分析了极低湍流度下（０．０２％）试验所得近场尾流中雷诺切应力的分布规律。结果表明，在尾流宽度方向及流动方向均有明显的规律性，且与常规风洞湍流度下结果相比，其有关特征值明显偏低。 展开更多
关键词 翼型 低湍流度 近场尾流 雷诺切应力 边界层
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涡轮叶栅叶型损失的数值模拟方法 被引量：2
17
作者 于清 杨弘 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第2期197-200,共4页
给出了一个计算亚、跨音涡轮叶栅叶型损失的数值计算方法。主流采用时间推进有限体积法求解积分型欧拉方程，并采用了局部网格修正技术；附面层采用全隐格式求解有限差分方程；在叶栅出口与远后方均匀流之间进行了叶片尾迹与主流的掺混... 给出了一个计算亚、跨音涡轮叶栅叶型损失的数值计算方法。主流采用时间推进有限体积法求解积分型欧拉方程，并采用了局部网格修正技术；附面层采用全隐格式求解有限差分方程；在叶栅出口与远后方均匀流之间进行了叶片尾迹与主流的掺混损失计算。算例表明本文的数值方法可准确地预测涡轮叶栅的叶型损失。 展开更多
关键词 叶型损失 数值模拟 叶栅流动 航空发动机
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用高阶高精度WENO格式求解二维激波附面层干扰流场 被引量：1
18
作者 徐万武 王正华 +1 位作者 侯中喜 王承尧 《国防科技大学学报》 EI CAS CSCD 2000年第2期20-24,共5页
采用时间相关法求解二维 Navier-Stokes方程 ,数值模拟二维平板层流附面层与激波干扰流场 ,给出了物面压力分布和应力分布。计算中 ,对流项空间导数的差分离散采用高阶高精度 WENO格式 ,时间方向采用具有 TVD性质的 Runge-Kutta方法 ,... 采用时间相关法求解二维 Navier-Stokes方程 ,数值模拟二维平板层流附面层与激波干扰流场 ,给出了物面压力分布和应力分布。计算中 ,对流项空间导数的差分离散采用高阶高精度 WENO格式 ,时间方向采用具有 TVD性质的 Runge-Kutta方法 ,粘性项采用二阶中心差分。所得压力分布和应力分布与国外实验结果吻合较好 ,计算实践表明高阶 WENO格式具有优异的性能 。 展开更多
关键词 WENO格式 超音速流场 激波附面层干扰流场
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边界层流动的非平行稳定性研究 被引量：1
19
作者 夏浩 唐登斌 陆昌根 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2001年第2期186-190,共5页
采用极为有效的抛物化稳定性方程 (PSE)方法研究边界层的非平行稳定性。并利用抛物线坐标变换、有限远延拓外边界条件、及流向和法向全差分的数值方法 ,对不同频率的二维Tollmien Schlichting波的非平行稳定性进行了计算和分析。计算结... 采用极为有效的抛物化稳定性方程 (PSE)方法研究边界层的非平行稳定性。并利用抛物线坐标变换、有限远延拓外边界条件、及流向和法向全差分的数值方法 ,对不同频率的二维Tollmien Schlichting波的非平行稳定性进行了计算和分析。计算结果与Orr Sommerfeld方程(OSE)的解以及谱配置方法的PSE结果作了详细的比较 。 展开更多
关键词 抛物化稳定性方程 非平行性 扰动波 边界层流动 飞行器 空气动力学
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壁面冷却和抽吸对超声速高超声速三维边界层稳定性的影响 被引量：9
20
作者 赵耕夫 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1999年第1期21-29,共9页
本文采用四阶精度紧密格式研究了壁面冷却和抽吸对超声速高超声速旋转圆锥三维边界层横流不稳定性的影响，最大Ｍ＝７．５。数值结果证明：壁面冷却和抽吸对第一模式有稳定作用，但这一作用比二维边界层显著减弱，抽吸使第二模式增长率... 本文采用四阶精度紧密格式研究了壁面冷却和抽吸对超声速高超声速旋转圆锥三维边界层横流不稳定性的影响，最大Ｍ＝７．５。数值结果证明：壁面冷却和抽吸对第一模式有稳定作用，但这一作用比二维边界层显著减弱，抽吸使第二模式增长率减小，冷却使第二模式增长率增大，不稳定频率升高；直到Ｍ＝７．５可以用壁面抽吸使得因为壁面冷却而变得更不稳定的第二模式重新趋于稳定，但Ｍ数越高所需的抽吸量越大。 展开更多
关键词 高速三维边界层 横流不稳定性 壁面抽吸和冷却
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