期刊文献+
任意字段
题名或关键词
题名
关键词
文摘
作者
第一作者
机构
刊名
分类号
参考文献
作者简介
基金资助
栏目信息
共找到10篇文章
< 1 >
每页显示 20 50 100
已选择0条
导出题录 引用分析
参考文献
引证文献
 统计分析
检索结果
已选文献
显示方式：
小管径顺排管束单元换热特性实验研究
1
作者 覃扬佳 闻洁 亓少帅 《燃气涡轮试验与研究》 2023年第2期28-33,共6页
小管径管束的管外对流换热系数对航空发动机用紧凑换热器的设计至关重要。为探究小管径光管管束的管外对流换热特性,设计了不同横向管间距比和流向管排数的顺排光管管束换热单元,并通过实验方法分析了管束横向管间距比、流向管排数和流... 小管径管束的管外对流换热系数对航空发动机用紧凑换热器的设计至关重要。为探究小管径光管管束的管外对流换热特性,设计了不同横向管间距比和流向管排数的顺排光管管束换热单元,并通过实验方法分析了管束横向管间距比、流向管排数和流动雷诺数对管束平均管外对流换热系数的影响。结果表明:经典换热经验关系式对小管径管束的管外努塞尔数预测误差基本在10%以内;不同横向管间距比下管束的管外换热努塞尔数随流动雷诺数增加的趋势不同,相比于大横向管间距比,小横向管间距比下管外努塞尔数在低雷诺数时增加更快,在高雷诺数时则增加更慢;管束的平均管外努塞尔数随着流向管排数的增加而增加,且小横向管间距比时管束流动更快达到充分发展状态。 展开更多
关键词 航空发动机 顺排管束 小管径 管外努塞尔数 横向间距比 流向管排数
在线阅读 下载PDF
稀薄流区高超声速飞行器表面缝隙流动结构及气动热环境的分子模拟 被引量：12
2
作者 靳旭红 黄飞 +1 位作者 程晓丽 王强 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期201-209,共9页
针对高空稀薄流区的高超声速飞行器表面缝隙或缺陷结构导致的局部气动加热问题,采用直接模拟Monte Carlo(DSMC)方法研究了70、75、80km和90km等4个飞行高度下稀薄流区高超声速缝隙流动问题,考虑稀薄气体效应和三维效应对缝隙内部流场结... 针对高空稀薄流区的高超声速飞行器表面缝隙或缺陷结构导致的局部气动加热问题,采用直接模拟Monte Carlo(DSMC)方法研究了70、75、80km和90km等4个飞行高度下稀薄流区高超声速缝隙流动问题,考虑稀薄气体效应和三维效应对缝隙内部流场结构和热流的影响。结果表明:上述飞行高度下,外部流动的分离和再附在缝隙内部形成一个充满腔体的单涡结构;稀薄气体效应对缝隙内部流动结构和壁面热流影响明显,随着高度的增加,主涡涡心上移,其形状逐渐变得"扁长",右上角逐渐变尖,热流越来越集中分布于缝隙下游侧面的顶部区域;三维缝隙效应阻碍来流气体分子进入缝隙,导致主涡涡心上移,二维缝隙假设会高估缝隙表面的热流。 展开更多
关键词 稀薄气体 表面缝隙 方腔 高超声速 三维效应 直接模拟Monte Carlo
原文传递
吊挂安装效应对热喷流噪声影响实验 被引量：1
3
作者 何敬玉 李晓东 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第5期1057-1064,共8页
利用位于全消声室中的热喷流噪声实验台对涵道比为5.5的分开式排气系统进行了吹风实验,研究了在起飞工况下吊挂的安装效应对喷流噪声和锯齿型喷管降噪效果的影响。结果表明:吊挂的安装效应改变了喷流噪声周向的频谱特性;安装效应降低了... 利用位于全消声室中的热喷流噪声实验台对涵道比为5.5的分开式排气系统进行了吹风实验,研究了在起飞工况下吊挂的安装效应对喷流噪声和锯齿型喷管降噪效果的影响。结果表明:吊挂的安装效应改变了喷流噪声周向的频谱特性;安装效应降低了喷流噪声低频段的噪声并导致高频噪声增加;安装效应对吊挂上方位置低频段噪声降噪量最大,其最高频谱降噪量为3.7dB;带吊挂锯齿型喷管对吊挂上方喷流噪声影响较小,但是会降低吊挂下方和侧面的低频段噪声,其中对吊挂下方低频段噪声降噪量最大,频谱降噪量最大约1.3dB;锯齿型喷管对侧面位置的高频噪声影响最大;吊挂的安装效应对喷流噪声远声场总声压级指向性影响不大。 展开更多
关键词 热喷流噪声 分开式排气 安装效应 吊挂 锯齿型喷管
原文传递
超声速喷流混合流场大涡模拟 被引量：8
4
作者 朱志斌 程晓丽 潘宏禄 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第1期210-216,共7页
以光学窗口外冷喷流为研究背景,采用大涡模拟方法对后台阶外形切向喷流混合流场进行了研究。数值方法基于隐式亚格子模型,采用高精度WENO格式进行空间离散,并通过超声速平面混合层流动对数值方法进行了考核验证。喷流混合流场计算模型... 以光学窗口外冷喷流为研究背景,采用大涡模拟方法对后台阶外形切向喷流混合流场进行了研究。数值方法基于隐式亚格子模型,采用高精度WENO格式进行空间离散,并通过超声速平面混合层流动对数值方法进行了考核验证。喷流混合流场计算模型与试验一致,来流和喷流马赫数分别为3.4和2.5。数值模拟清晰地捕捉到了流场波系以及混合剪切层、壁面边界层等典型流场结构,并精细预测了混合层发生失稳、转捩及发展为充分发展湍流的时空发展过程。数值模拟得到的湍流大尺度结构的位置和形态与实验图像一致。通过对瞬时流场、统计平均流场和脉动参数的分析,揭示了流场结构特征及其时空演化规律,并获得了流场密度脉动特性。 展开更多
关键词 超声速 冷却喷流 剪切层 转捩 湍流 大涡模拟
原文传递
吸气式飞行器进气道唇口三维激波/激波干扰 被引量：3
5
作者 姜宝森 张亮 +1 位作者 李俊红 施家桐 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第4期821-828,共8页
对吸气式飞行器进气道唇口处三维曲面激波/弓形激波干扰流场进行数值模拟,利用典型三维气动干扰试验对采用的数值计算方法进行验证。利用拼接网格技术及逆距离加权插值方法获得入口处流场的非守恒变量,作为激波干扰研究的入口边界条件... 对吸气式飞行器进气道唇口处三维曲面激波/弓形激波干扰流场进行数值模拟,利用典型三维气动干扰试验对采用的数值计算方法进行验证。利用拼接网格技术及逆距离加权插值方法获得入口处流场的非守恒变量,作为激波干扰研究的入口边界条件。数值模拟表明,唇口处激波干扰流动的三维效应十分显著,曲面激波与弓形激波产生斜交,尽管唇口前缘半径很小,但Edney提出的6类激波干扰类型可能沿唇口展向方向同时存在;第Ⅲ和Ⅳ类激波/激波干扰的诱导使得唇口热流分布异常严酷;激波相交处形成斜向"伤疤"状局部高热流条带,峰值热流达到参考热流的4～6倍,可能引起唇口结构的局部烧蚀或破坏。 展开更多
关键词 激波/激波干扰 进气道唇口 拼接网格 逆距离加权插值 热流
原文传递
钝头双锥喷流致冷流场结构及密度脉动特性 被引量：2
6
作者 朱志斌 潘宏禄 程晓丽 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第7期1425-1432,共8页
采用大涡模拟方法对钝头双锥喷流致冷流场开展了数值模拟,研究了超声速喷流混合流场结构特征及密度脉动特性。大涡模拟方法基于隐式亚格子模型,空间离散采用高精度通量限制型紧致格式,时间推进采用显式Runger-Kutta方法。数值模拟清晰... 采用大涡模拟方法对钝头双锥喷流致冷流场开展了数值模拟,研究了超声速喷流混合流场结构特征及密度脉动特性。大涡模拟方法基于隐式亚格子模型,空间离散采用高精度通量限制型紧致格式,时间推进采用显式Runger-Kutta方法。数值模拟清晰地捕捉到了流场波系结构,精细地预测了流动发生失稳、转捩以及发展为充分发展湍流的物理过程,直接获得了流场密度脉动特性。通过有、无喷流状态对称面流场的对比,发现超声速喷流能够有效冷却光学窗口;喷流与主流形成的混合层不稳定,很快发生失稳和转捩,形成大尺度湍流结构,进而引起强烈的密度脉动。此外,获得了钝头双锥整体模型喷流致冷流场的空间发展形态特征。 展开更多
关键词 超声速 喷流致冷 混合层 转捩/湍流 大涡模拟
原文传递
受限混合层的线性稳定性
7
作者 高军 李佳 +2 位作者 刘凤君 岳才谦 时晓天 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第9期2248-2256,共9页
针对超声速边界层/混合层组合流动,利用可压缩线性稳定性理论研究了流动的线性失稳特性。基本流场选取了具有不同速度特征的两股来流,采用双曲正切的混合层剖面叠加可压缩边界层自相似性解剖面构造。重点考察了混合层中心与壁面距离、... 针对超声速边界层/混合层组合流动,利用可压缩线性稳定性理论研究了流动的线性失稳特性。基本流场选取了具有不同速度特征的两股来流,采用双曲正切的混合层剖面叠加可压缩边界层自相似性解剖面构造。重点考察了混合层中心与壁面距离、对流马赫数等参数对组合流动稳定性特征的影响,其中壁面采用绝热壁面。混合层中心与壁面的距离为5~15倍的边界层厚度,混合层的对流马赫数为0.6~1.2。结果表明:该组合流动中存在独特的多重不稳定模态,并相互影响;且其不稳定模态随着壁面距离及对流马赫数的变化呈现出不同的主导行为。 展开更多
关键词 线性稳定性 混合层 边界层 对流马赫数 快模态 慢模态
原文传递
高温环境辅助进气合成射流的激励器性能
8
作者 洪亮 额日其太 +1 位作者 宫建 张玉东 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第1期126-134,共9页
对高温环境下活塞式合成射流激励器的流场进行了数值模拟和试验研究,对比了激励器工作频率和射流孔直径,对常规、辅助进气激励器性能的影响。结果表明:在高温环境下,相对于常规进气,辅助进气可以显著地提高激励器性能,激励器吸气量、腔... 对高温环境下活塞式合成射流激励器的流场进行了数值模拟和试验研究,对比了激励器工作频率和射流孔直径,对常规、辅助进气激励器性能的影响。结果表明:在高温环境下,相对于常规进气,辅助进气可以显著地提高激励器性能,激励器吸气量、腔体峰值压比和射流峰值动量提高的同时,激励器出口截面射流峰值速度略有下降。辅助进气装置的效能最大区域为高工作频率或者小射流孔直径。相对于常规激励器,辅助进气激励器的吸气量、腔体峰值压比和射流峰值动量的增加幅度最大,分别增加了常规激励器的230.73%、103.97%和107.37%(工作频率为250Hz,射流孔直径为2mm)。 展开更多
关键词 合成射流 辅助进气 活塞式 激励器性能 腔体压力
原文传递
辅助进气激励器强化喷流混合的数值模拟
9
作者 洪亮 额日其太 +1 位作者 宫建 张玉东 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2019年第12期2549-2558,共10页
对采用高动量的辅助进气激励器和"常规"激励器强化的高速、大尺度喷流混合进行了数值模拟研究。对比了辅助进气激励器和"常规"激励器吹气射流对流向涡、喷流拍动、阻塞面积的影响,分析了合成射流强化喷流混合的流... 对采用高动量的辅助进气激励器和"常规"激励器强化的高速、大尺度喷流混合进行了数值模拟研究。对比了辅助进气激励器和"常规"激励器吹气射流对流向涡、喷流拍动、阻塞面积的影响,分析了合成射流强化喷流混合的流动滞后现象。结果表明:合成射流强化喷流混合中的辅助进气激励器在吹气时间、吹气动量、峰值动量比方面要明显优于"常规"激励器。合成射流强化喷流混合由激励器迟滞和流场迟滞两部分组成。"常规"激励器和辅助进气激励器射流峰值动量都滞后于活塞峰值速度时刻19.5%,流场滞后峰值动量时刻5%左右。相比于"常规"激励器,采用辅助进气激励器的"小突片"堵塞面积较大,强化喷流混合的效果更好。 展开更多
关键词 合成射流 强化喷流混合 辅助进气激励器 流动控制 流向涡
原文传递
推力室状态对其声学振型及其阻尼特性的影响
10
作者 覃建秀 张会强 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第11期2449-2455,共7页
为确定工程中冷态条件下获得的推力室声学特性能否表征真实条件下的声学特性,研究了冷态无流动、热态气相流动和湍流两相燃烧三种状态下推力室声学振型及其阻尼特性。在推力室稳态流场中的有限区域施加数值定容弹,激发其具有多模态声学... 为确定工程中冷态条件下获得的推力室声学特性能否表征真实条件下的声学特性,研究了冷态无流动、热态气相流动和湍流两相燃烧三种状态下推力室声学振型及其阻尼特性。在推力室稳态流场中的有限区域施加数值定容弹,激发其具有多模态声学振型的大幅值压力振荡,采用衰减时间和半带宽来定量评价所激发的不同声学振型压力振荡衰减快慢,进而获得其阻尼特性。在相同过载比的数值定容弹激励下,在冷态条件下能激发包含更多声学振型压力振荡,且该振荡衰减时间更长,相同振型压力振荡衰减比热态条件下慢。在冷态条件下,一阶切向振型振幅最大,为最容易被激发声学振型;一阶纵向振型半带宽最小,为最难衰减的振型。在热态条件下,一阶纵向振型为最容易激发声学振型,也为最难衰减声学振型。从所激发的主要振型及其相对衰减的快慢来看,冷态条件下获得的声学特性能够表征真实条件下的推力室的声学特征。 展开更多
关键词 推力室 数值定容弹 压力振荡 声学振型 阻尼特性
原文传递
已选择0条
导出题录 引用分析
参考文献
引证文献
 统计分析
检索结果
已选文献
上一页 1 下一页 到第 页
使用帮助 返回顶部