激波邊界層干擾數(shù)值模擬研究.pdf_第1頁(yè)
已閱讀1頁(yè),還剩63頁(yè)未讀, 繼續(xù)免費(fèi)閱讀

下載本文檔

版權(quán)說(shuō)明:本文檔由用戶提供并上傳,收益歸屬內(nèi)容提供方,若內(nèi)容存在侵權(quán),請(qǐng)進(jìn)行舉報(bào)或認(rèn)領(lǐng)

文檔簡(jiǎn)介

1、激波邊界層干擾是廣泛存在于超聲速流動(dòng)中的一種復(fù)雜物理現(xiàn)象。在超聲速飛行中,它通常產(chǎn)生于飛行器的內(nèi)、外流場(chǎng),使飛行器產(chǎn)生額外的阻力及氣動(dòng)加熱,影響飛行穩(wěn)定,造成飛行的困難和能量的損失。激波邊界層干擾由于涉及到激波與邊界層兩個(gè)原本就非常復(fù)雜的問(wèn)題,研究涉及到流體力學(xué)、工程熱物理、以及其它相關(guān)學(xué)科,因此對(duì)激波邊界層的干擾問(wèn)題的深入研究對(duì)于推進(jìn)航空航天科技發(fā)展具有重要意義。
  計(jì)算流體力學(xué)對(duì)于解決復(fù)雜的流動(dòng)問(wèn)題具有流場(chǎng)信息完全以及經(jīng)濟(jì)等

2、方面的優(yōu)勢(shì)。本文通過(guò)對(duì)高超聲速層流來(lái)流及湍流來(lái)流,兩種流動(dòng)狀態(tài)繞三維楔模型問(wèn)題進(jìn)行數(shù)值計(jì)算模擬仿真,并對(duì)流動(dòng)結(jié)果進(jìn)行了分析。通過(guò)將表面壓力分布數(shù)據(jù)與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比,驗(yàn)證了數(shù)值計(jì)算結(jié)果的可信性;在此基礎(chǔ)之上得出了流場(chǎng)分離區(qū)大小變化規(guī)律與熱流密度以及其它參數(shù)的分布規(guī)律;對(duì)層流模型還研究了來(lái)流攻角對(duì)流場(chǎng)參數(shù)的影響。
  通過(guò)改變?nèi)S楔模型的楔角大小,分別為10°,20°,30°,40°,得到了模型表面壓力分布、熱流密度分布、分離區(qū)大小

溫馨提示

  • 1. 本站所有資源如無(wú)特殊說(shuō)明,都需要本地電腦安裝OFFICE2007和PDF閱讀器。圖紙軟件為CAD,CAXA,PROE,UG,SolidWorks等.壓縮文件請(qǐng)下載最新的WinRAR軟件解壓。
  • 2. 本站的文檔不包含任何第三方提供的附件圖紙等,如果需要附件,請(qǐng)聯(lián)系上傳者。文件的所有權(quán)益歸上傳用戶所有。
  • 3. 本站RAR壓縮包中若帶圖紙,網(wǎng)頁(yè)內(nèi)容里面會(huì)有圖紙預(yù)覽,若沒(méi)有圖紙預(yù)覽就沒(méi)有圖紙。
  • 4. 未經(jīng)權(quán)益所有人同意不得將文件中的內(nèi)容挪作商業(yè)或盈利用途。
  • 5. 眾賞文庫(kù)僅提供信息存儲(chǔ)空間,僅對(duì)用戶上傳內(nèi)容的表現(xiàn)方式做保護(hù)處理,對(duì)用戶上傳分享的文檔內(nèi)容本身不做任何修改或編輯,并不能對(duì)任何下載內(nèi)容負(fù)責(zé)。
  • 6. 下載文件中如有侵權(quán)或不適當(dāng)內(nèi)容,請(qǐng)與我們聯(lián)系,我們立即糾正。
  • 7. 本站不保證下載資源的準(zhǔn)確性、安全性和完整性, 同時(shí)也不承擔(dān)用戶因使用這些下載資源對(duì)自己和他人造成任何形式的傷害或損失。

評(píng)論

0/150

提交評(píng)論