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2016年1月创刊, 双月刊

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CN 10-1384/O3

ISSN 2096-1642

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先进发动机理论与应用专题
非均匀来流中斜爆轰波对扰动的动态响应特性
滕宏辉, 牛淑贞, 杨鹏飞, 周林, 王宽亮
2023, 8(5): 1-9.   doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1033
80 HTML 11 26
流动稳定性与转捩专题
基于当地变量的横流转捩预测模式研究进展
徐家宽, 段毅, 杨家盛, 乔磊, 刘建新, 白俊强
2023, 8(3): 19-34.   doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1012
108 HTML 22 18
研究论文
eN方法用于高超声速圆锥边界层转捩预测的可靠性
杨潇楠, 苏彩虹
2023, 8(2): 44-55.   doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0987
96 HTML 14 10
非均匀结构网格上MUSCL和WENO格式的精度
刘君, 刘瑜
当前状态:  doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1079
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摘要:
基于一维均匀网格条件下构造的差分格式,在实际应用中须推广到非均匀或者曲线网格上,坐标变换过程引入几何诱导误差。目前常用收敛解误差随着网格细化变化的精度测试方法评估差分格式的精度。在二维柱坐标均匀网格上,采用1阶迎风、2阶MUSCL和5阶WENO计算流场参数为常数的自由流问题,按照精度测试方法比较收敛曲线斜率,发现1阶迎风的网格收敛精度是2阶的,5阶WENO的网格收敛精度不到1阶。理论分析表明,这种精度测试方法与差分格式精度定义不等价,而且所采用的数据无法反映差分格式的固有缺陷,因此,不能用来作为差分格式精度评价指标。很多研究WENO的文献经常模拟双Mach反射问题、二维Riemann问题等经典算例,把接触间断是否演变成不稳定涡结构作为特征,理论上可以证明涡结构是非物理现象,因此用是否出现涡结构作为算法高精度的论据并不合适。
高超声速飞行器激波干扰区缝隙流动传热特性研究
李宗阳, 窦怡彬, 任智毅, 陆云超, 陈俊铭
当前状态:  doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1100
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摘要:
针对高超声速飞行器激波干扰区附近缝隙流动传热问题, 建立激波发生器和缝隙的二维模型, 利用 CFD仿真分析技术, 分别研究了激波作用于缝隙前、缝隙中和缝隙后情况下缝隙内部流动传热特性。结果表明, 相比较无激波的状态, 激波作用于缝隙前和缝隙中时, 会明显改变缝隙内部流体的旋涡结构, 使得缝隙内部流动强度和热量急剧增加; 当激波作用于缝隙后部时, 缝隙内部流体的旋涡结构没有明显改变, 且靠近缝隙口的远端壁面热流有局部降低, 有利于热防护结构的维型。研究结果表明, 结构热防护设计时应避免激波作用在缝隙前部和中部的位置。
煤油燃料宽域冲压旋转爆震燃烧特性
舒晨, 顾福涛, 陈斌, 晏成龙, 仝毅恒, 林伟
当前状态:  doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1082
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摘要:
通过三维数值仿真的方法,研究了Ma=3~7飞行工况下,煤油燃料冲压旋转爆震燃烧特性。在Ma=3飞行工况下,由于燃料雾化蒸发效果较差,无法实现煤油燃料的爆震燃烧。Ma=4,5,6的飞行工况下,随着飞行Mach数的增大,波头数目整体上逐渐增多,分别为单波、三波、五波模态;但传播速度逐渐减小;冲压模态下,液态燃料雾化蒸发效果较好,但流场内均不同程度地残存有煤油蒸汽,其未参加反应便排出燃烧室。Ma=7的飞行工况下,由于来流接近CJ速度,流场将以驻定爆震模态组织燃烧。
壁面局部动态扰动作用下湍流边界层多尺度相互作用
张宇, 唐湛棋, 崔晓通, 姜楠
当前状态:  doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1099
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摘要:
对比分析大尺度高速/低速来流背景下,多种尺度间相互作用,讨论主动减阻控制系统间歇输入能量实现流场减阻控制的可行性。实验使用压电振子对湍流边界层施加周期性局部扰动,同步采集压电振子上游固定探针和下游移动探针(沿法向高度移动)的流场信息。对压电振子上、下游不同尺度脉动速度信号做相关性分析,确定上下游信号的时空关系。通过预乘能谱图确定扰动信号及其高次谐波,划分不同信号尺度。着重讨论大尺度高速/低速来流背景下,大尺度与扰动尺度、扰动尺度与小尺度的相互作用,发现大尺度高速背景对扰动信号有幅值调制作用。大尺度高速/低速来流背景下,扰动信号与小尺度信号存在固定的相位对应关系,且不受来流背景影响。明确以压电振子对流场进行主动间歇性控制时,在大尺度高速来流背景下施加局部动态扰动具有更好的调制控制效果。
Mach数和壁面温度对HyTRV边界层转捩的影响
章录兴, 王光学, 杜磊, 余发源, 张怀宝
当前状态:  doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1098
10 0
摘要:
典型的高超声速飞行器流场存在着复杂的转捩现象,其对飞行器的性能有着显著的影响。针对HyTRV这款接近真实高超声速飞行器的升力体模型,采用数值模拟方法,研究Mach数和壁面温度对HyTRV转捩的影响规律。采用课题组自研软件开展数值计算,Mach数的范围为3~8,壁面温度的范围为150~900 K。首先对γ-R~eθt转捩模型和SST湍流模型进行了高超声速修正:将压力梯度系数修正、高速横流修正引入到γ-R~eθt转捩模型,并对SST湍流模型闭合系数β*β进行可压缩修正;然后开展了网格无关性验证,通过与实验结果对比,确认了修正后的数值方法和软件平台;最终开展Mach数和壁面温度对HyTRV边界层转捩规律的影响研究。计算结果表明,转捩区域主要集中在上表面两侧、下表面中心线两侧;增大来流Mach数,上下表面转捩起始位置均大幅后移,湍流区大幅缩小,但仍会存在,同时上表面层流区摩阻系数不断增大,下表面湍流区摩阻系数不断减小;升高壁面温度,上下表面转捩起始位置先前移,然后快速后移,最终湍流区先后几乎消失。
可压缩两气体流动的简化神经网络模型
刘子岩, 许亮, 刘耀峰
当前状态:  doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1089
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摘要:
实用的虚拟流体方法(practical ghost fluid method,PGFM)利用Riemann问题速度解对可压缩多介质流场界面条件进行建模。基于构造的嵌入物理约束的神经网络模型预测Riemann问题速度解的方式,文章给出一种两气体流动的神经网络模型简化方法。首先提出完全气体状态方程下神经网络模型输入特征采样范围从无界域到有界域的转换方法,改善模型预测不同初始条件下Riemann解的泛化性能。根据该转化方法,进一步提出一种结构更加简单的神经网络优化方法,将输入维度从5个减少到3个,有效提高神经网络的训练效果。将该神经网络代理模型应用于PGFM程序框架,通过典型的一维与二维两气体流动问题进行数值验证与对比分析。结果表明,简化的网络模型与已有研究的神经网络模型相比,能取得精度相近的计算结果。而在神经网络训练效率上,简化神经网络具有明显优势。同时因为简化神经网络采样维度少,方便尝试加密采样提高拟合精度,更具备发展潜力。
小攻角下波纹壁对圆锥高超声速边界层稳定性的影响
张成键, 桂裕腾, 李学良, 成江逸, 吴杰
当前状态:  doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1078
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摘要:
为了获得高升阻比, 高超声速飞行器飞行通常带有一定攻角, 波纹壁是在 0°攻角条件下可以延迟高超声速边界层转捩的潜在手段, 但在带攻角条件下波纹壁是如何影响不稳定波发展的目前尚不明晰, 为研究在小攻角条件下波纹壁对高超声速边界层内不稳定波发展的影响, 在 Mach 数为 6 的 Ludwieg 管风洞中采用高速红外相机和高频压力传感器(PCB)对 1°攻角光滑和波纹壁尖锥进行了边界层稳定性的实验研究, 重点分析了不稳定波沿不同方位角和流向位置的发展, 实验结果显示:1°攻角条件下主导高超声速边界层转捩的不稳定波是第 2 模态波, 1°攻角条件下, 波纹壁在 45°方位角下对转捩没有延迟效果, 而在 90°、135°和 180°方位角下波纹壁对转捩具有促进效果,
两层热对流系统传热与流动结构的实验
王牧, 陈阳, 王伟, 韦萍
当前状态:  doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.1066
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摘要:
双层热对流系统广泛存在于自然界中。为研究该系统的传热规律,刻画其中的流动结构特性,在矩形对流槽中使用甘油和2 cs硅油两种互不相溶的液体作为工作介质。位于底部的甘油液体层宽高比为10.4,其下表面是无滑移固液边界,上表面为滑移交界面,底部甘油层的实验参数为Rayleigh数Ra1范围260 ≤Ra1≤ 6 000,Prandtl数Pr1范围3 708<Pr1<7 000。硅油液体层的宽高比约为0.53,上表面为无滑移固液边界,硅油层Rayleigh数Ra2范围1.5×109Ra2 ≤ 2.0×1010,Prandtl数Pr2范围28<Pr2 <33。发现两层对流系统在两个区间下有不同的传热效率和流动状态。在区间1,即传热功率小于某个特定热流时,下面甘油层处于稳定层流状态。而在区间2,即传热功率大于该热流时,甘油层内液体处于不稳定对流状态。随着全局温差的增加,两层热对流系统的全局传热效率从区间1到区间2有一个突然的增加。甘油层的震荡失稳临界Ra数为1 523,这个数值小于无限大平板无滑移边界的理论预测值1 708。即滑移边界可使流体更不稳定,滑移边界使得硅油层的传热效率增加。采用阴影法对该系统内的对流斑图、交界面以及热羽流等流动结构进行了进一步刻画和分析。