【摘要】：可壓縮湍射流可以分為自由射流、半受限射流、全受限射流三種類型。本文分別采用尺度自適應(yīng)方法和大渦模擬方法對超聲速自由射流、沖擊射流和引射器三種典型的射流方式進行了研究,分析射流的流動機理。通過對超聲速平面自由射流和圓孔射流的流動結(jié)構(gòu)和機理進行數(shù)值模擬研究。研究發(fā)現(xiàn):在超聲速自由射流流場中存在激波串的現(xiàn)象。在流場耗散中,螺旋耗散部分占主導(dǎo)地位,比膨脹耗散大。在超聲速欠膨脹圓孔射流的近場區(qū),渦結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)圓管狀,之后在射流失穩(wěn)區(qū),渦結(jié)構(gòu)發(fā)生周向破碎,之后渦結(jié)構(gòu)劇烈混合,因此在混合區(qū)湍動能達到最大值。通過對超聲速欠膨脹射流沖擊平板進行數(shù)值模擬,研究其流場結(jié)構(gòu)和湍流特性。計算結(jié)果表明:流場中由于馬赫盤和斜激波的相互作用,形成內(nèi)剪切層,并且在沖擊平板附近形成回流區(qū)。在回流區(qū)的渦結(jié)構(gòu)比較復(fù)雜,整體呈螺旋管狀分布。在射流滯止區(qū)外的區(qū)域,渦結(jié)構(gòu)呈圓管狀分布。通過對亞音速射流沖擊凹壁面進行數(shù)值模擬,計算結(jié)果顯示,射流剪切層處雷諾應(yīng)力值最大,流體會沿著凹壁面向兩側(cè)偏轉(zhuǎn),并在一定角度后脫離凹壁面。通過對超聲速平面引射器進行數(shù)值模擬,得到引射器內(nèi)部流動結(jié)構(gòu)。計算結(jié)果表明:引射器內(nèi)部存在激波串,主射流的失穩(wěn)與自由射流的失穩(wěn)過程相同,同樣分為增長階段、失穩(wěn)階段和混合階段。流場湍流耗散率中螺旋耗散部分居于主導(dǎo)地位,膨脹耗散部分可以忽略不計。
【圖文】：

受限與非受限可壓縮湍射流的流動機理分析座椅快速彈出座艙，彈射座椅[8]彈出瞬間如圖 1.1 所示。在航空廣泛，，例如，空投物品配備的緩沖氣囊、火星探測器著陸減速機應(yīng)急氣囊[9]等。直升機應(yīng)急漂浮氣囊的充氣也涉及到碰撞射氣體從氣瓶中以較高的速度快速沖擊氣囊壁，形成沖擊射流。，發(fā)動機尾噴管與導(dǎo)流板形成了碰撞射流的流動結(jié)構(gòu)。由于火因此會對甲板和導(dǎo)流板的結(jié)構(gòu)帶來影響，存在高溫高壓區(qū)域，為美國 T-45 彈射起飛前的圖片。垂直發(fā)射的火箭尾流與地面形

美國T-45準(zhǔn)備彈射起飛圖
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號】：V231;V430;O358

【參考文獻】

相關(guān)期刊論文 前10條

1 馬世強;本刊編輯部;;備受關(guān)注的海上雄鷹系列——中國艦載機的單雙發(fā)之爭[J];航空世界;2015年12期

2 戰(zhàn)培國;;美國空軍科學(xué)研究辦公室高超聲速氣動研究進展綜述[J];飛航導(dǎo)彈;2015年01期

3 許常悅;周濤;王從磊;;平面超聲速引射器內(nèi)部流動的大渦模擬[J];航空學(xué)報;2014年08期

4 馬漢東;;高超聲速技術(shù)項目“Hyper-X”氣動研究方法學(xué)[J];力學(xué)與實踐;2014年03期

5 鄭傳波;耿麗萍;周靜偉;;突擴膨脹射流沖擊換熱與流動的數(shù)值模擬[J];中國計量學(xué)院學(xué)報;2013年02期

6 馮巖巖;宋彥萍;陳煥龍;陳浮;;柯恩達效應(yīng)對渦輪葉柵氣動性能及流場的影響[J];航空動力學(xué)報;2013年03期

7 孫建紅;周濤;李名琦;王從磊;陳悅;;直升機應(yīng)急氣囊充氣及沖擊著水過程數(shù)值分析[J];南京航空航天大學(xué)學(xué)報;2012年05期

8 格雷厄姆·沃里克;蓋伊·諾里斯;徐;;美國研究超聲速低聲爆推進系統(tǒng)[J];國際航空;2012年07期

9 趙平輝;葉桃紅;朱e

本文編號：2628035