发动机排气系统及尾喷流的流场和红外特征数值模拟_刘友宏
计算网格采用四边形为主的非结构化网格 , 空腔内网格很密 , 外流网格逐渐稀疏 , 在固壁附近 网格进行加密处理 .进行了网格无关解数值试验 . 计算区域网格划分和轴对称喷管内流网格划分的 局部放大如图 2 所示 .
1 .1 计算模型
由于发动机排气系统具有轴对称性 , 所以选 取对称平面作为计算对象 .建立的发动机排气系 统内外流一体化流场的轴对称计算区域模型包含 加力燃烧室 、内外涵 、喷管 、发动机机外流 、外调节 片与喷管筒体之间的引射流 、尾喷流 , 如图 1 所 示 .排气系统由喷管平直段 、预收敛平直段 、收敛 段 、扩张段和内侧的隔热屏 、外侧引射冷却夹层通 道构成 , 喷管筒体内侧的隔热屏因为开孔直径非 常小 , 冷气流量小 , 从而气膜冷却热流也很小 , 所 以流场计算模型中没有直接考虑隔热屏的隔热作 用 , 外涵气流直接冷却喷管筒体内壁面 .在图 1 的 计算区域中 , 下侧线为对称轴 x 轴 , x 轴的原点位 于喉部截面 , 赋予对称轴边界条件 ;图中左侧由中 心向外依次为内 、外涵进口 、引射流进口和大气外 流进口 , 内外涵进口分别赋予相应的来流总温 、总 压边界条件 , 喷管筒体外侧 、外调节片内侧引射的 空气进口则赋予大气压力进口边界条件 , 排气系 统以外的大气进口赋予远场大气来流边界条件 ; 图中上侧为大气外流边界 , 赋予远场大气来流边 界条件 ;图中右侧为计算域出口 , 赋予远场压力边 界条件 , 其它参数为一阶精度外推 .收扩喷管的固 壁为无滑移 、绝热边界条件 .内外涵气流在排气系
Abstract :T he f low field of an aeroengi ne e xhaust system including it s inner space and outer space w as calculat ed using the Navier-Sto kes equat ions .A nd then the infrared calculation m odel of the aeroengine ex haust sy stem and it s plume usi ng i nt egratio n m ethod of the radiative t ransf er equat ion (RT E)w ere est ablished .T he co rresponding FO RT RAN prog rams f or the i nf rared radiat ion calculatio n w ere w rit ten , w hich can simulate tw o cases if the af t er burner is o n or no t .If the af ter burne r is on t he soo t abso rption and it s radiatio n must be considered ex cept f or the gas m edia radiation of t he w ate r st ream , t he carbo n di oxide , the carbon mo no xide and the nit rog en mo no xide .T his paper fi nally gi ves t he sim ulat ed result s of the inf rared characteristics in t he w av e of 3 ～ 5 μm in the f lying conditi on of high al tit ude .
号 , 发动机排气系统设计的好坏不但关系到发动 机的性能 , 而且关系到飞行器的战场生存 .因为计
收稿日期 :2007-09-28 ;修订日期 :2007-12-10 基金项目 :航天支撑基金部分资助项目(200503) 作者简介 :刘友宏(1963-), 男 , 江苏东台人 , 副教授 , 博士 , 主要从事传热 、红外 、结构优化等研究 .
59 3
及喷管出口截面附近的轴向速度分布等值线图 , 图 中呈现出典型的高度欠膨胀射流特征 , 射流核心区 存在多个波节结构 .图 4 所示为喷口附近压力场分 布等值线图 .由图 3 和图 4 可以看出 , 在喷管喉部 以后射流核心区 , 起始波节内射流核心遇到喷管扩 张起始段传来的膨胀波时气流经历了膨胀过程 , 当 它遇到穿过中心线连续传来的膨胀波时引起进一 步膨胀 , 在沿中心线膨胀最充分处静压低于外界大 气压 .波节内其余区域的气流通过斜激波重新压 缩 , 为了提供所需要的压缩 ,在中心线形成马赫盘 . 由于马赫盘的存在 , 原来斜激波的强度和形状发生 了改变 , 但是仍然保持斜激波的结构 .在射流核心 区外侧的超声速混合流区和亚声速混合流区 , 气流 的速度由内到外逐渐降低 .在喷口截面唇部由于引 射流的作用 ,气流速度过渡平稳 .
1 .2 流场结果与讨论
本文进行了发动机排气系统及尾喷流在多工 况下的流场计算 .限于篇幅 , 这儿仅给出了发动机 在高度 10 km 飞行速度 2 马赫条件下非加力状态 内外流一体化的流场 , 各组分浓度场和地面状态红 外特征等的研究结果另文发表 .图 3 所示为计算域
第 4 期
刘友宏等 :发动机排气系统及尾喷流的流场和红外特征数值模拟
2 红外特征计算模型
2 .1 RT E 的积分形式
按照 Siegel 和 H ow ell[ 7] 论著中关于辐射传
热术语 、名词的定义和标识 , 在吸收-发射性介质
中方向光谱辐射强度 RT E 的积分形式 i′v (κv )可
以写成在光学厚度 κv 处两项方向光谱辐射强度
(Directional spectral radiation int ensi ty)的叠加
作用 , 在第 1 个波节中第 2 个马赫盘处温度降到 了最低 600 K 以下 , 紧随其后由于复杂激波系的 压缩作用 , 气流温度陡然升高 , 在中心轴一个很小 的区域内温度达到了 1 000 K , 略小于 1 100 K . 然后开始第 2 个波节的温度变化 , 在第 2 个波节 中沿第 1 个马赫盘 、第 2 个马赫盘的温度逐渐降 低 .如此周而复始 , 由于粘性和激波的影响 , 核心 区的波节逐渐模糊 , 最后转变为均匀的超声速射 流流动 .
i′v (κv )= i′v(0)ex p(-κv)+
∫κv iv＊b exp[ -(κv -κv＊)] dκv＊ 0
59 2
航 空 动 力 学 报
第 23 卷
算发动机排气系统及尾喷流的红外辐射计算问题 的复杂性和一些其它原因 , 目前国内外文献报导 的关于发动机排气系统及尾喷流的红外辐射特征 方面的研究工作比较少 .文献[ 1-2] 对发动机排气 系统封闭腔通过喷口平面向后半球的红外辐射特 征进行了数值计算研究 , 考虑了水蒸气和二氧化 碳的光谱吸收与发射 , 对实际发动机中涡轮 、涡轮 后支板 、中心锥和加力稳定器等高温热部件的红 外辐射没有考虑 , 缺乏排气系统封闭腔喷口平面 的红外辐射在尾喷流中的辐射传递以及尾喷流红 外辐射传递的全面研究 .为此 , 本文首先研究了发 动机排气系统及尾喷流(含夹层引射流)的内外流 一体化流场 , 然后根据吸收 、发射和散射性介质的 辐射传递方程 , 采用 RT E 积分法 , 编制了 FO RT RAN 源程序 , 计算了发动机排气系统封闭腔及 尾喷流的红外辐射特征 , 计算中考虑了水蒸气 、二 氧化碳 、一氧化碳和一氧化氮的光谱吸收与发射 , 在加力状态下还考虑了 soot 粒子的光谱吸收与 发射 , 在计算域的进口平面考虑了实际发动机中 所有高温部件的等效辐射 .
图 2 计算网格及局部放大图 F ig .2 M esh and its lo cal magnifica tion
计算流场为稳态 、轴对称 、可压流 .CFD 算法 采用基于密度的可压缩流求解器 , N-S 方程组的 对流项离散格式采用二阶上风格式[ 3] , 梯度的计 算采用精度较高非常适合非结构化网格的以控制 单元为基准的 G reen-G auss 理论[ 4-5] , 湍流模型采 用 k-ωSS T 模型[ 6] , 考虑了喷管的跨声速流动特 征 .流场求解采用商业软件 F L UEN T 进行 .
Key words:ae ro space propulsion sy st em ;aeroengi ne e xhaust system ;plume ;i nf rared characterist ics ;soot
发动机排气系统高温燃气及尾喷流的红外 辐射是飞行器在短红 外波段的主要 红外特征信
Numerical simulation of flowfield and infrared characteristics of an aeroengine exhaust system and its plume
L IU You-H ong1 , SH AO W an-ren1 ,2 , ZH A NG Jin-xiu2
图 5 所示为喷管内外温度场及在喷口附近的 局部放大图 .从图 5(a)中可以看 出 , 计算模型选 择的计算域对红外特征的计算是合适的 , 在计算 域边界处的气流温度与大气环境温度 223 .3 K 基 本相同 .从图 5(b)中可以看出 , 1 100 K 的高温燃 气流过喷管喉部后 , 温度逐渐降低 , 由于膨胀波的
(1.北京航空航天大学 能源与动力工程学院 , 北京 100083 ; 2.沈阳发动机设计研究所 , 沈阳 110015)
摘 要 :建立了发动机排气系统及尾喷流的内外流一体化流场数值模拟计算模型 , 得到了发动机排气系 统及 尾喷流的流场 .然后采用辐射传递方程(RT E)积分法研究了 发动机排气 系统及尾 喷流的红外 辐射特征 , 开发了相应的红外辐射特征计算源程序 .程序可 以计算加力和非加 力两种状 态下的红外 光谱辐射 特征 , 在加 力状态下主要增加考虑了 soo t 粒子的光谱吸收与发 射 .气 体介质 考虑了 水蒸气 、二氧 化碳 、一氧化 碳和一 氧 化氮的红外光谱吸收与发射 .最后给出了在光谱 3～ 5 μm 范围内 , 某发动 机在高空 飞行时其排 气系统及 尾喷 流在加力和非加力状态下的红外辐射特征的模拟结果 . 关 键 词 :航空 、航天推进系统 ;发动机排气系统 ;尾喷流 ;红外特征 ;soo t 粒子 中图分类号 :V231.1 文献标识码 :A
飞机发动机尾流流场数值模拟与红外特性计算
数值模拟， 基于发动机完全燃烧假设得到尾焰流场温度 、 压强等流场数据。利用 Ｋ一 分布 法计
算 尾 焰气体辐 射参数 ， 采 用反 向蒙特 卡 洛 法 （ Ｒ ＭＣ） 对 气体 红外 辐 射特 性进 行 了计 算 ， 最 终 获
得 尾 焰 的红 外辐 射 图像 。
关键 词 ： 尾流； Ｆ ｌ ｕ ｅ ｎ ｔ ； Ｋ一分 布 法 ； 反 向蒙特卡 洛 法 ； 红 外辐 射特 性 中图分 类号 ： Ｔ Ｎ ２ １ ９ 文 献标识 码 ： Ａ ＤＯＩ ： １ ０ ． ３ ９ ６ ９ ／ ｊ ． ｉ ｓ ｓ ｎ ． １ ０ ０ １ － ５ ０ ７ ８ ． ２ ０ １ ７ ． １ １ ． ０ １ ０
第４ ７卷 第 １ １ 期
２ ０ １ ７年 １ １ 月
激 光 与 红 外
Ｌ ＡＳ ＥＲ ＆ Ｉ ＮＦ ＲＡＲＥ Ｄ
Ｖｏ １ ． ４ ７， Ｎｏ ． １ １
Ｎｏ ｖ ｅ ｍｂ ｅ ｒ ， ２ ０ １ ７
文章编号： １ ０ ０ １ － ５ ０ ７ ８ （ ２ ０ １ ７ ） １ １ ． １ ３ ８ ０ － ０ ６
ｔ ｏ ｃ ａ ｌ ｃ ｕ ｌ ａ ｔ ｅ ｔ ｈ ｅ ｒ ａ ｄ ｉ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｐ ｒａ ａ ｍｅ ｔ ｅ ｒ ｓ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｔ ａ ｉ ｌ ｌ ｆ ａ ｍｅ ． Ｔ ｈ ｅ ｉ ｎ ｆ ｒ ｒｅ ａ ｄ ｒ ａ ｄ ｉ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｃ ｈ ａ ｒ ａ ｃ ｔ ｅ ｉｓ ｒ ｔ ｉ ｃ ｓ ｏ ｆ ｔ ｈ ｅ ｇ ａ ｓ ｗｅ ｒ ｅ ｃ ａ ｌ ｃ ｕ ｌ ａ ｔ ｅ ｄ
Ｋｅ ｙ ｗｏ ｒ ｄ ｓ ： ｗａ ｋ ｅ ｌ ｆ ｏ ｗ； Ｆ ｌ ｕ ｅ ｎ ｔ ； Ｋ— ｄ ｉ ｓ ｔ ｉ ｒ ｂ ｕ ｔ ｉ ｏ ｎ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ； ｒ ｅ ｖ ｅ ｓｅ ｒ Ｍｏ ｎ ｔ ｅ Ｃ ａ ｒ ｌ ｏ ｍｅ ｔ ｈ ｏ ｄ； ｉ ｎ ｒａ ｆ ｒ ｅ ｄ ｒ ａ ｄ ｉ ａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｃ ｈ ａ ｒ ａ ｃ ｔ ｅ ｉ ｒ ｓ ｔ ｉ ｃ ｓ
有无中心锥圆排波瓣喷管引射器内流场模拟与比较_刘友宏
收稿日期:2001-06-20;修订日期:2001-10-08作者简介:刘友宏(1963-),男,江苏东台人,清华大学工程力学系副教授,博士.第17卷 第3期2002年7月航空动力学报Journal of Aerospace PowerVol.17No.3July 2002文章编号:1000-8055(2002)03-0280-07有无中心锥圆排波瓣喷管引射器内流场模拟与比较刘友宏1,李立国2(1.清华大学工程力学系,北京100084;2.南京航空航天大学动力学院,江苏南京210016)摘要:用数值模拟手段研究了中心锥增进圆排波瓣喷管引射器内热混合流场的影响,推导了非正交曲线坐标系下有无中心锥圆排波瓣喷管引射器内流场的基本方程,采用SIM P LEC 算法和一种完全压力修正方法,以物理平面速度分量作为求解变量,以逆变速度作为界面流速,在同位网格上求解了有中心锥波瓣喷管引射器内的流场控制方程,并与实验测量结果和无中心锥的数值计算结果进行了比较。
结果表明,计算结果与测量值符合较好。
有中心锥的低温等值线可以延伸至中心轴线,与在没有中心锥的情况下,混合管中心轴线处的温度始终保持为高温状态有很大的不同。
从而找到了有中心锥的圆柱混合管热混合效率大于没有中心锥的根本原因。
关 键 词:中心锥;波瓣;引射器;热混合效率中图分类号:V 231.3;V 211.3 文献标识码:ANumerical S imulation of Flow Field in Circularly Lobed Exhaust -Ejector Mixer with /without a Central PlugLIU You-hong 1,LI Li-guo2(1.Tsinghua Univ ersity ,Beijing 100083,China;2.Nanjing University of Aero nautics and Astronautics ,Nanjing 210016,China )Abstract:The role of the central plug in promoting the thermal mixing betw een the prima-ry and the secondary flow s of the c ircularly lobed no zzle was assessed mainly by the numerical simulation.The fundam ental equations were deriv ed in the body -fitted nonorthog onal coordinates from cylindrical coordinates for the c ircularly lobed exhaust -ejector mixers w ith /without a plug in the center of the lobe .These equations were solv ed using SIM PLEC and a kind of complete pres-sure correctio n algorithm in the nonstagg ered grids,with the v elocity com ponents in phy sical plane as solving variables and the contravariant v elocity com ponents as boundary v elocities of the controlled volume .Better ag reements hav e been observed betw een the num erical results and the experim ental v alues .The numerical results show that there a re g reat differences betw een the tem-perature co ntour in the outer section of the colum n mix er with the plug in which the low temper-ature contour lines can reach the center line of the mix er,and that in the outer section of column mix er without the plug in which the ele v ated tem perature contour lines always lie in the central zo ne .This is the basic reason why the thermal mixing efficiency of the mixer with the plug is m uch m ore than that of the mixer without the plug.Key words:plug ;lobe ;exhaust -ejector ;thermal mixing efficiency 1 引 言次流的充分混合,因此在发动机排气降噪及红外抑制系统中有广泛的应用前景。
尾喷管内外超声速流场数值模拟
尾喷管内外超声速流场数值模拟
赵坚行;周琳
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2001(22)4
【摘要】采用有限元法数值模拟带二次流可调收 -扩喷管内外跨声速和超声速流场 ,在计算中采用四边形等参元确定位移函数 ,利用加权余量法中的Galerkin法建立有限元方程 ,数值研究三种型式喷管和四种飞行工况下尾喷管内外流场。
计算结果与实验数据符合较好 ,说明可用此数值模拟技术帮助开展实验研究 ,进行尾喷管优化设计。
【总页数】4页(P295-298)
【关键词】有限元法;飞机;推力;飞行特征;尾喷管内外跨声速流场;超声速流场;数值模拟;飞行工况;尾喷管;优化设计;四边形等参元;位移函数
【作者】赵坚行;周琳
【作者单位】南京航空航天大学能源与动力学院
【正文语种】中文
【中图分类】V231.3
【相关文献】
1.高超声速喷管三维热化学非平衡流场的数值模拟 [J], 李海燕;朱国林;董维中
2.V形尾缘喷管流场与红外特性的数值模拟 [J], 黄宏艳;王强
3.返回舱三维高超声速绕流及近尾迹流场数值模拟 [J], 周伟江;汪翼云
4.航空发动机圆套状尾喷管流场温度场数值模拟 [J], 夏春林;刘德彰
5.复杂几何形状喷管内外三维流场的数值模拟 [J], 赵一鹗;余少志
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
发动机燃气喷流红外辐射场的数值模拟
学模型及计算方法.
1摇 喷流流场计算
在高温流动中,热辐射与气体流动是耦合的,
即流场中流体元的辐射强度依赖于流体元各个组
分的局部密度与温度,而流体元的特征又受到辐
射强度的影响. 但对于发动机燃气喷流流场,其温
度一般小于 5 000 K,可以在流场计算中忽略热辐
射的影响. 此外,燃气喷流实际上是一个多组分的
sin 兹驻兹驻准
(6)
其中,軍N0棕 为( l-驻l) 到 l 站位的 N0棕 的平均值;子軈为
光谱间隔 驻棕 内的平均透射率. 喷流中平均光谱
透射 率 的 计 算 采 用 单 线 模 型 SLG ( Single Line
乙( ) 算子 exp K棕( l) dl ,并沿路径从 l1 寅 l2 积分得
N棕( l2 ) = N棕( l1 ) 子棕( l1 ,l2 ) -
乙l2 N0棕( l) l1
鄣 鄣l
子棕
(
l,l2
)
dl
定义
乙 æ
l2
ö
子棕 ( l1 ,l2 )
=
exp
ç
è
-
K棕 (l)
l1
dl
÷
ø
为 l1寅l2 纯气体介质的光谱透射率. 对于喷流热
为了精确模拟喷流的红外辐射信号,首先需
摇 收稿日期: 2004鄄03鄄09 摇 基金项目: 航天科技资金资助项目 摇 作者简介: 詹摇 光(1979-) ,男,辽宁兴城人,硕士生, iceberg
zg2001@ sina. com.
830
北 京 航 空 航 天 大 学 学 报摇 摇 摇 摇 摇 摇 摇 摇 摇 摇 摇 摇 摇 摇 2005 年
要精确给出喷流的流场参数. 飞行器发动机超音
无人机红外辐射特性数值模拟研究综述_李晋岭
总第194期2010年第8期舰船电子工程Ship Elec tronic Eng ineeringV o l.30No.821无人机红外辐射特性数值模拟研究综述＊李晋岭 汪卫华(解放军炮兵学院 合肥 230031)摘 要 无人机的红外辐射特性是无人机战场生存能力和作战效能的重要因素。
通过对无人机红外辐射特性研究的综述与分析,总结了无人机红外辐射特性的特点、内容、要求和研究方法。
关键词 无人机;红外辐射特性;数值模拟中图分类号 V219Review of I nfrared Radiation Characteristics Numerical SimulationStudy on Unmanned Aerial VehicleLi Jinling Wang Weihua(A rtillery A cademy of P LA,Hefei 230031)A bstract T he infr ared radiatio n characteristic of unmanned aerial vehicle is one o f the very impor tant facto rs w hich in-fluence the survivability and o per ational effectiv eness in combat.T he characteristics,co nte nt,resea rch standa rds and re-search methods w ere summarized by review and a nalyze the study o n unmanned ae rial v ehicle inf rared r adiation char acte ristics in this paper.Key Words unmanned aerial v ehicle,inf rared radiatio n char acte ristics,numerical simulatio nClass Number V2191 引言无人驾驶飞机是一种由动力驱动、机上无人驾驶、可重复使用的航空器,在越南战争、中东战争、海湾战争和伊拉克战争中,无人机卓有成效地执行了多种军事任务,以突出的战绩使各国对无人机作为军队战斗力倍增器的作用与地位及其潜在的军事价值取得了共识,但是随着现代侦察手段的发展,无人机的战场生存能力,反侦察能力越来越受到关注。
航空发动机滑油系统热分析_刘友宏
5 HarrisT A.Rolling bearingAnalysis.3rd John Wiley＆ Sons Ilie, 2001
6 陈观慈 , 王 黎钦 , 古 乐 , 等 .高 速球轴承 的生热分 析 .航 空动力 学报, 2007;22(1):163— 168
擦生热计算 。 圆柱滚子 轴承 的生 热没 有相 关的 实验 数据 。
为此 , 按照本文研究的某型航空发动机的 4四种飞 行工况 :(1)地面台架实验 Ⅰ ;(2)地面设计最大受 力点 ;(3)地面台架实验 Ⅱ ;(4)高空巡航 。 采用上 述的 2种方法分别进行计算 。 计算结果的比较如图 2所示 。
1 轴承腔生热热源
轴承是滑油 系统进行冷却 和润滑的关键 部件
之一 。轴承腔内由轴承旋转产 生的摩擦热以 及密
封装置的摩擦热是主要的生热热源 , 然而由于其结
构的复杂性 , 各热源的生热量计算一直缺少系统的
准确的方法 , 因此提高轴承腔内的各热源生热量的
计算方法精度及可靠性是整 个滑油系统热分 析的
关键 。为此本文对轴承腔中的 轴承和石墨密 封的
生热量首先进行对比分析 , 供工程应用参考 。
1.1 轴承摩擦热
1.1.1 计算方法
俄罗斯的 B.M.捷米道维奇等人在理论和实验
研究基础上提出了高速圆柱 滚子轴承及球轴 承功
率损失的计算 [ 4] , 本文简称其为方法一 。
1)圆柱滚子轴承摩擦功率 :
本文简称之为方法二 。
Q=Mω=2πNM/60;
M=ML +MV +MS +ME。 其中 :ω—角速度 ;
火箭发动机尾焰红外辐射特性的数值模拟
火 箭 发 动机 尾 焰 红 外 辐 射 特 性 的数 值 模 拟
布 向伟 ，朱 学 昌
（Ｌ Ｊ 京宇航 系统工 程研 究所 ，北京 ，１０ ７ ） ０ ０ ６
摘要 ：建 立火箭发 动机尾 焰 红外辐射 传输 的有 限体 积 离散模 型 ，采用逐 线积 分方 法计算 气体光 谱吸 收 系数 ，计算不
合 、相互 补充 。 目前 由于 理 论模 型精 度 不断 提 高 ，尾
喷焰 辐射研 究 以理论建 模 研 究为 主 ，试验 测 量 结果 常 作为校 核手段 。随着计 算流 体力 学 、大气辐 射 学软件 、
分子光 谱数 据 和辐 射传 输 方程 数值 算 法等 相 关专 业研
式 中 ，（ ） Ｓ处 Ｓ 方 向 的光谱 投 射辐 射 强度 ； 为
ｊ ） 黑体 光谱辐 射 强度 ； （ 为
入 射 引起 的散射源 ：
（） 为光 谱衰减 系数 ；
究的 发展 ， 国 内外 有关 火 箭尾 焰 红外 辐射 特 性 的研 究 不 断深入 ，其 数值 模型 不断完 善 Ｊ 。 数值 模拟 由流场 计 算 、组分 物 性参 数 计算 以及 辐
Ａｂ ｔ ａ ｔ Ａｎ ｆｎ ｔ ｏ ｕ ｄ ｌｗａ ｓａ ｌ ｈ ｄ ｔ ａ ｃ ｌ ｔ ｈ ｐ ｃ ｒ ｌａ ｓ ｒ ｔｏ ｏ ｆ ｃ ｅ ｔ ｏ ｈ ｏ ｏ ｅ ｔ ｂ ｓ ｒ ｃ ： ｉ ｉ ｖ ｌ ｍｅ ｍｏ ｅ ｓ ｅ ｔ ｂ ｉ ｅ Ｏ ｃ ｌ ｕ ａｅ ｔ ｅ ｓ ｅ ｔａ ｂ ｏ ｐ ｉ ｎ ｃ ｅ ｅ ｓ ｉ ｉ ｎ ｓ ｆｔ ｅ ｃ ｍｐ ｎ ｎ ｓ ｙ
和试 验两 种 ，理 论建 模有 助 于试 验 结果 的分 析 ，试 验
性进 行 了数值 模拟 ，详 细分 析 了 Ｃ Ｏ 、Ｈ： 和 Ｃ 等 Ｏ Ｏ
尾喷管内部及其射流流场的数值模拟
尾喷管内部及其射流流场的数值模拟
王松涛;冯国泰;王仲奇;袁宁;张振家
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2000(21)3
【摘要】通过求解三维 N- S方程 ,对某型发动机尾喷管在亚临界及超临界状态下的性能进行了数值模拟 ,尤其对喷管射流流场及其对喷管内部流动的影响进行了研究。
差分格式采用具有 TVD性质的三阶精度的 Godunov格式 ,射流场及内部流场间采用分区算法。
数值试验表明。
【总页数】3页(P53-55)
【关键词】尾喷管;射流流场;区域分裂算法;数值仿真
【作者】王松涛;冯国泰;王仲奇;袁宁;张振家
【作者单位】哈尔滨工业大学能源科学与工程学院;航天机电集团公司31所【正文语种】中文
【中图分类】V231.3
【相关文献】
1.轴对称淹没水射流喷管内外紊流流场数值模拟 [J], 沈银华;邓松圣;张洁;欧益宏;张攀锋
2.高空模拟试车台等截面式环型蒸汽引射器零二次流流场数值模拟 [J], 张飞;王志浩;张秀玲
3.喷管射流流场及噪音的数值模拟 [J], 胡声超;鲍福廷;王中;蔡强
4.喷管射流流场的数值模拟方法综述（一）－RANS方法简介 [J], 李艳亮
5.航空发动机圆套状尾喷管流场温度场数值模拟 [J], 夏春林;刘德彰
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
汽车尾部外流场数值模拟
汽车尾部外流场数值模拟
张启桥;赵又群;阮米庆
【期刊名称】《农业装备与车辆工程》
【年(卷),期】2009(000)010
【摘要】汽车尾部造型时汽车空气动力学特性有很大的影响.绕汽车的流场在其尾部形成复杂的尾迹.在原始模型的基础上建立了三种不同尾部造型模型,应用FLUENT软件对不同尾部造型的尾部流场进行了数值模拟,得到了相应的阻力系数和尾部流场特性.通过对不同模型的流速和流线分布、湍流动能及不同横向截面涡系的比较分析,尾迹形状可以分为两类,讨论了不同尾部造型对尾部流场的影响,得出了较理想的尾部造型形式.在计算过程中,采用移动地面条件进行地面效应的模拟,提高了计算精度,结果可以为汽车设计提供参考依据.
【总页数】4页(P20-23)
【作者】张启桥;赵又群;阮米庆
【作者单位】南京航空航天大学能源与动力学院,江苏,南京,210016;南京航空航天大学能源与动力学院,江苏,南京,210016;南京航空航天大学能源与动力学院,江苏,南京,210016
【正文语种】中文
【中图分类】U461.1
【相关文献】
1.汽车外流场数值模拟及优化设计 [J], 张峰;王剑;黄霞;丁军
2.基于CFD的某汽车外流场数值模拟与分析 [J], 雷荣华
3.基于CFD的汽车外流场数值模拟及优化 [J], 钱娟;王东方;缪小东;苏国营
4.基于CFD的汽车外流场数值模拟 [J], 孟生才;陈倩云
5.基于湍流模型的汽车外流场三维数值模拟 [J], 朱军;耿艳;廖斌
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
轴对称收-扩喷管内外流场一体化数值模拟
轴对称收-扩喷管内外流场一体化数值模拟余铭;刘友宏【摘要】基于求解Navier-Stokes方程组对某航空发动机的轴对称固定几何收-扩喷管进行了六种工况的内外流场一体化数值模拟,计算出了喷管的流量系数和推力系数.结果表明,收-扩喷管超音速射流,在地面工况下表现为过膨胀特征,在高空不同工况下表现为欠膨胀特征,形成了复杂的激波系和膨胀波系.在欠膨胀状态,随着落压比的增大,喷管的流量系数无明显变化,但推力系数显著减小.另外,从理论解出发,计算了前面各种工况的喷管出口气动性能参数,并与数值模拟结果进行了对比分析,验证了数值模拟结果的可靠性.%Entity with a tunnel project, an integrated approach to the working principle and technical characteristics of TST geological prediction and LTD2100 ground penetrating radar system is described. The rationality of design and construction guidance and recommendations in the construction are given. Integrated tunnel geological prediction and efficient implementation of construction are provided a scientific basis.【期刊名称】《科学技术与工程》【年(卷),期】2011(011)032【总页数】6页(P7979-7984)【关键词】超音速射流;轴对称收-扩喷管;数值模拟;推力系数;流量系数【作者】余铭;刘友宏【作者单位】北京航空航天大学能源动力工程学院,航空发动机气动热力国家级重点实验室,北京 100191;北京航空航天大学能源动力工程学院,航空发动机气动热力国家级重点实验室,北京 100191【正文语种】中文【中图分类】V231.3轴对称收-扩喷管的超音速射流一直是喷管技术研究中的一个热点。