菱形口的射流在超音主流中的流场表面结构

在不同射流角(10°,27.5°,45°,90°)和射流总压下(0.1 MPa,0.46 MPa)对音速射流通过15.半角菱形口喷射到马赫5横穿主流的实验及圆形喷射器的对比实验,研究了具有菱形喷口的射流用于超音主流的相互作用流场.通过表面油流动可视化和表面压力敏感涂料的方法,得到了流场的表面结构.结果表明相互作用激波的状态(附着与离体)基于射流入射角和喷射压力,在高射流角和低喷射压力下相互作用激波保持附着,前沿相互作用激波角随射流角增加而增加.对离体激波情况,马蹄涡延展到上游,最高表面压力与马蹄涡相关,上游峰值压力随喷射压力的增加而增加.90.圆形喷射器与90.菱形喷射器有类似表面结构,但在给定的射流总压下其峰值压力较后者高,而且激波分离距离较大.     

Euler方法中的Level Set界面处理及其应用研究

针对Euler方法中的多介质界面处理问题,把LevelSet方法引入到Euler方法中,给出了Level Set界面处理方法,结合ghost fluid method追踪运动界面,采用五阶WENO空间离散,以及三阶TVDRunge-Kutta方法时间离散,用C＋＋语言编程LS-MMIC3D对激波作用气泡、内爆和速度场等问题进行了数值模拟,并和WENO算法进行了比较,数值结果表明LevelSet界面处理方法对多介质界面处理是行之有效的.     

一类非线性方程激波解的同伦分析方法

研究了一类非线性微分方程的激波问题.利用同伦分析方法,构造零阶形变方程,得到了该激波问题的近似解.     

300MW汽轮机低压缸末二级三维流场数值模拟

采用商用计算流体动力学软件,对汽轮机低压缸末二级流场进行了全三维粘性数值模拟.计算结果表明,动静叶间的级间配合不尽合理,且末级根部反动度偏大,引起了较大的激波损失.通过优化设计最终使得二级总效率提高了0.3%.     

激波风洞测力试验不确定度分析

采用精度极限和偏离极限以及方和根来描述激波风洞的测力试验结果的不确定度.结合激波风洞现有的技术水平和条件,对锥模型的气动力系数不确定度进行了估算.结果表明,试验结果的不确定度的量值与气动力系数本身有关.在本文涉及的试验条件下,轴向力系数的不确定度最大,阻力系数的不确定度最小.马赫数相同时,雷诺数越高,试验结果的不确定度水平越低.在不同的试验条件下,各个不确定度源对试验结果的不确定度的影响是不同的.     

基于SSA的弹头激波信号处理方法研究

针对弹头激波信号混杂其他噪声干扰无法分离时延特征参数问题,利用奇异谱分析(SSA)的自适应滤波特性进行处理,并对嵌入维数和重构主分量数目对分离效果的影响进行了讨论,建立性能评价函数和选择准则来进行优化。仿真结果表明,采用最优参数时SSA能有效提取出噪声条件下激波信号特征。     

锅炉节能技术——脉冲式激波吹灰技术在高、低温过热器受热面上的应用

针对150t/h高压煤粉锅炉水平烟道高、低温过热器长期存在着严重积灰问题,采用脉冲激波吹灰技术对原来的蒸汽吹灰系统进行了改造。脉冲激波吹灰技术采用自动控制乙炔气与空气的混合比例,利用乙炔气体微爆炸产生的高能量冲击波,来清除受热面处的积灰。经过长期的运行实践证明,脉冲激波吹灰技术可有效清除受热面上的积灰,提高锅炉热效率,年节约燃煤2000多吨,经济效益显著。     

关于三维激波损失模型的讨论

Wennerstrom和Puterbaugh于1984年推出了三维激波损失模型.跨音压气机转子叶片排中的实测结果和理论分析表明,在设计工况下,从S_1流面看,通道激波几乎垂直于来流方向.沿展向方向,由于转子叶片的后掠,激波面是倾斜的.但在叶尖区域,激波和机匣附面层的复杂的相互作用,使得Wennerstrom和Puterbaugh的按无粘流动考虑所形成的三维激波曲面沿展向方向倾斜进入机匣表面的假设不成立.     

三维薄翼超音速绕流问题局部解存在性的证明

一、引言 当超音速气流越过一个薄翼时,常会产生一个附着于翼前缘的附体激波。确定激波的位置以及激波后到翼面之间的流场是人们关心的主要问题。它在数学上可归结为一个角状区域内非线性双曲型方程组的边值问题,该区域的两个边界面分别为固定的特征边界面与待定的自由边界面。这个问题在理论上与应用上的重要性是周知的。对于二维翼的绕流问题,在六十     

基于激波形状控制的定几何高超声速可调进气道概念及初步验证

针对现有定几何高超声速进气道低马赫工作时流量系数低、溢流阻力大, 变几何高超声速进气道结构复杂、附加重量大、可靠性低等缺点, 提出了一种基于激波形状控制的固定几何高超声速可调进气道概念, 给出了其实现模式, 并进行了初步的验证. 研究结果表明, 该可调进气道能够依靠自身的高压驱动来实现对口部波系、有效喉道面积的调节, 使进气道在低马赫数下的流量系数相对于常规定几何高超声速进气道提高20%以上, 前体阻力系数下降8%以上, 其性能特征对于改善高超声速飞行器的低马赫数加速性能特别有利.