發(fā)布時間：2021-04-18 18:04

　　超聲速雙翼機(jī)的概念由德國空氣動力學(xué)家阿道夫·布茲曼于1935年提出。近年來,面對超聲速運(yùn)輸機(jī)低聲爆、低超聲速巡航阻力的需求,超聲速雙翼機(jī)重新進(jìn)入了航空科學(xué)家的視野。本文概述了典型超聲速雙翼機(jī)的工作機(jī)理,介紹了超聲速雙翼機(jī)應(yīng)用所面對的基本問題——非設(shè)計(jì)點(diǎn)特性、三維問題等的研究進(jìn)展。最后對超聲速雙翼機(jī)下一步需要重點(diǎn)研究的問題及其應(yīng)用前景進(jìn)行了展望。 

【文章來源】：力學(xué)與實(shí)踐. 2020,42(04)北大核心

【文章頁數(shù)】：8 頁

【部分圖文】：

表面活化劑包覆液柱的幾何示意圖

根據(jù)上述邊界條件，式(20)～式(21)和式(25)組成的一維動力學(xué)系統(tǒng)可以定解。在本文中采用差分方法對一維動力學(xué)系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)值求解，在空間方向采用二階中心差分格式、在時間方向上采用四階Runge–Kutta法�？臻g離散的網(wǎng)格寬度?ξ=1/1200，時間步長選擇?τ=5×10-7。為了對模型和計(jì)算方法的正確性進(jìn)行驗(yàn)證，首先對毛細(xì)管內(nèi)無表面活化劑的甘油和水混合液滴的下落、變形及斷裂過程進(jìn)行了模擬，其中液滴表面無活化劑，毛細(xì)管道半徑R*=1.375 mm，體積流量Q*=15 mL/min，結(jié)果如圖2所示。數(shù)值模擬所得液滴外形與實(shí)驗(yàn)結(jié)果[31]基本吻合。這驗(yàn)證了本文所給出的液滴外形演化的數(shù)學(xué)模型以及相應(yīng)數(shù)值求解方法的可靠性。3 結(jié)果分析

本小節(jié)中，參考文獻(xiàn)[25]中的數(shù)據(jù)設(shè)置了相關(guān)無量綱參數(shù)，并在β∈[0,1.0]，Γ0∈[0,0.7]的范圍內(nèi)取值，對包覆液滴下落過程進(jìn)行了模擬。圖3給出了不同時刻表面活化劑包覆的液滴從毛細(xì)管形成和下落演化的過程，其中流動參數(shù)為Oh=0.294 1,Bo=0.550 0,Uf=0.304 0,P e=100，Γ0=0.1，β=0.3。在液滴形成(t=0)和下落的初始階段(t=10.00)，隨著液體從毛細(xì)管口不斷流出，液滴的體積逐漸增大，并在表面張力作用下逐漸形成類半球形頭部。當(dāng)液滴體積繼續(xù)增大并超過穩(wěn)定液滴最大臨界體積時[22]，液滴的中段半徑略小于毛細(xì)管道出口半徑形成頸部(t=15.00)，并在表面張力作用下開始快速收縮。液滴在繼續(xù)下落的過程中，頭部逐漸演化為近似球形。在液滴頸部即將發(fā)生斷裂前(t=16.40)，由于液滴頭部下落拉伸的作用，液滴頸部呈現(xiàn)為一段細(xì)長的圓柱形液橋，分別與毛細(xì)管下方錐形流體區(qū)域和液滴頭部相連接。圖4給出了液滴頸部斷裂時刻，不同表面活化劑活性常數(shù)β對液滴下落高度以及液滴演化形狀的影響規(guī)律，其中流動參數(shù)為：Oh=0.294 1,Bo=0.550 0,Uf=0.304 0,P e=100，Γ0=0.3。當(dāng)β=0時，液滴自由面無表面活化劑存在，此時液滴自由面上表面張力系數(shù)為常數(shù)，即γ=1(見式(24))。從圖4中可以明顯看出，隨著表面活化劑活性常數(shù)β逐漸增大，液滴頸部斷裂時刻液滴下落的長度(極限長度)Lb呈單調(diào)增加的趨勢。與此同時，液滴的外形也從近似球形逐漸變?yōu)槁研�。這主要是由于液滴自由面上表面活化劑非均勻分布引起的Marangoni力所致[27]。

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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碩士論文
[1]空心圓錐霧化噴嘴噴霧實(shí)驗(yàn)與數(shù)值研究[D]. 金春玉.上海交通大學(xué) 2007



本文編號：3145930