《高超聲速真實氣體流動》是2021年科學出版社出版的圖書。
基本介紹
- 中文名:高超聲速真實氣體流動
- 出版時間:2021年12月1日
- 出版社:科學出版社
- ISBN:9787030705556
《高超聲速真實氣體流動》是2021年科學出版社出版的圖書。
《高超聲速真實氣體流動》以“非理想”氣體流動和傳熱為背景,介紹了高超聲速真實氣體流動的基礎及理論研究進展。基礎部分包括高超聲速真實氣體的基本概念與控制方程、高溫凍結和非平衡的流動模型。理論研究進展部分以高超聲速鈍頭體流動和平板邊界層流動為對象,闡述了稀薄氣體效應、非平衡真實氣體效應對駐點熱流、平板熱流...
在流動中真實氣體效應可由不同的微觀過程引起。在分子平均碰撞時間比巨觀特徵時間小得多的高溫氣體中,化學反應和各種自由度之間的能量轉換就是產生真實氣體效應的主要原因。由於氣體分子特性在不同的繞流中各不相同,實際繞流中的真實氣體效應也就不同。舉例 例如,在高超聲速飛行器繞流中,強激波後和靠近物面的氣體...
《高溫真實氣體效應的高超聲速邊界層轉捩研究》是依託天津大學,由曹偉擔任項目負責人的面上項目。項目摘要 研究高溫真實氣體效應的高超聲速邊界層流動轉捩問題是當前航空航天領域關注的熱點問題。能否準確預測轉捩直接影響到能否準確計算飛行器的阻力、熱流和總體氣動性能,是高超聲速飛行器設計的關鍵。.本項目將針對溫度超過...
(1)不同物態碳氫燃料組織燃燒與推力特性:根據高超聲速推進技術發展的需求,從工程套用的實際出發,深入開展液態、氣態、超臨界態、裂解態等不同形態下的煤油超燃特性研究;探索不同點火、燃料噴射、增強混合、穩定燃燒方式對超燃衝壓發動機燃燒效率、氣動阻力、推力性能和比沖性能的影響。另外對地面模型試驗發動機開展...
《高超聲速含灰氣體流動中熱傳遞過程研究》是依託中國科學院力學研究所,由王柏懿擔任項目負責人的面上項目。項目摘要 本項目通過對高超聲速條件下含灰氣體繞流與物體界面相互作用的分析,發展描述激波層與邊界層兩個不同區域流動的數學模型,給出近壁區氣固兩相流動結構,揭示壁面熱流增強的新機制,確定中高雷諾數流動...
《高超聲速流動關鍵物理現象研究》是依託中國科學院力學研究所,由胡宗民擔任項目負責人的專項基金項目。項目摘要 多尺度、多種物理現象相互耦合、複雜空氣動力學問題一直是困擾高超聲速飛行技術研究中的關鍵問題之一。由於真實的高超飛行環境在地面實驗設備中再現存在巨大困難,相應的數值模擬研究可以與地面試驗相互配合,彌補...
3.6 高超聲速飛行器氣動力的快速計算方法 習題 第4章 高超聲速飛行器的黏性流動與氣動熱計算方法 4.1 基本概念 4.2 高超聲速附面層方程及其相似解 4.3 基於參考溫度法的熱流計算 4.4 高超聲速飛行器熱環境的其他因素 習題 第5章 真實氣體效應與稀薄氣體動力學概論 5.1 真實氣體效應 5.2 稀薄氣體...
並採用氣動數值最佳化技術重構進口段。在此基礎上,通過粘性、真實氣體效應的修正獲得高性能的進氣道構形。然後,採用數值模擬技術分析此進氣道的流動特徵和變M數、變反壓工作特性(抗反壓特性、起動特性)。最後,將在高超聲速高焓風洞中開展該進氣道的風洞實驗研究,驗證設計方法的正確性。
高超聲速邊界層的轉捩問題對於高超聲速飛行器能否正常飛行起著非常關鍵的作用。迄今為止,此問題的研究卻常常以簡化的理想氣體為模型。本項目的研究目標是結合非平衡流動和穩定性分析(包括模態增長和瞬態增長)探究真實氣體非平衡流動的失穩機理。研究首先將建立非平衡流動穩定性分析平台,逐級構建多種真實氣體模型,並對...
.有關完全氣體超聲速邊界層的轉捩機理及湍流特性的研究已取得了一些進展,但考慮真實氣體效應後將產生什麼影響,至今仍未得到充分研究。為此,本課題以平板和尖錐兩種典型的邊界層流動為研究對象,採用直接數值模擬方法,在高超聲速條件下,將平衡氣體作為真實氣體的近似,研究平衡氣體邊界層轉捩機理和湍流特徵,為空天飛行...
近空間高超聲速飛行器是非常重要的一類飛行器,具有顯著的軍事和民用價值,關係到國家的空天安全。飛行器在近空間高速飛行帶來氣動熱問題,必須準確預測飛行器的熱環境,為熱防護提供指導和參考。然而近空間飛行條件下,氣動熱的數值模擬涉及到黏性干擾效應、稀薄氣體效應和真實氣體效應等多個熱點和難點問題,對數值模擬...
高超音速風洞,是指實驗段馬赫數範圍約為5~14,氣流溫度高到能防止氣流等熵膨脹到上述馬赫數時在實驗段發生液化,而沒有高到足以產生真實氣體效應的風洞。高超音速風洞有連續式和間歇式兩種形式,在高超音速風洞中都安裝了空氣加熱器,高超音速風洞中氣流總溫高,會使噴管喉部過熱,須採取冷卻措施;高超音速噴管的曲壁...
流體密度變化不能忽略的流動。真實流體都具有程度不同的可壓縮性,但液體的壓縮性很小,流動中的壓強變化不足以引起明顯的密度變化(水下爆炸、水擊等情況除外),因而液體流動一般都屬不可壓縮流動。氣體流動中的密度變化可按歐拉方程分析:式中Ma是馬赫數,ρ、v分別是密度和速度。若Ma很小,則密度變化可以忽略,...
《高速流動中高溫效應的實驗研究》是依託中國科學院力學研究所,由竺乃宜擔任項目負責人的重點項目。項目摘要 建立配套的爆轟風洞系統,研製高溫高超聲速流動條件下瞬態測熱、測力和光電測量系統。從微觀到巨觀三個層次上開展真實氣體效應對氣動熱、氣動力和氣動物理特性的影響;典型非平衡過程;關鍵化學反應速率常數;重要...
這樣,我們基於該判據把基於層流平板邊界層假設的經典Reynolds比擬關係,推廣至稀薄流動條件和彎曲壁面都適用的廣義Reynolds比擬關係。另外,我們也進一步研究了高超聲速尖前緣流動中稀薄氣體效應和非平衡真實氣體效應的耦合問題,發現稀薄流動判據Wr在預測非平衡真實氣體效應對駐點氣動加熱影響中也有關鍵作用,我們建立了駐點...
在地面大氣中,氣體分子的平均自由程l為0.065微米,與一般物體特徵長度L相比為一小量(即克努曾數Kn=l/L遠小於1),因而連續介質模型能與實驗基本相符。當Kn不是遠小於1時,氣體分子的離散結構便會影響流動規律,連續介質模型就不能反映實際,須用分子運動論的觀點來討論流動特性。對於一般尺寸的物體,只有在氣體...
形成稀薄(低密度)氣體流動的高超聲速風洞。它為研製太空飛行器提供高空飛行的氣動環境,也是研究稀薄氣體動力學的實驗工具。低密度風洞主要進行滑移流態和過渡流態下的實驗,主要模擬克努曾數、馬赫數、物面平均溫度和滯止溫度(氣體速度變成零時的溫度)之比(約為0.06~1)等參數,以及高溫低壓下的真實氣體效應。低密度...
NFSF),實驗段尺寸為24.4×36.6米2,足以實驗一架完整的真飛機;雷諾數最高的大型跨音速風洞是美國蘭利中心的國家跨音速設備(NTF),它是一座實驗段尺寸為2.5×2.5米2的低溫風洞,採用了噴注液氮的技術,用以降低實驗氣體溫度,從而使風洞實驗的雷諾數達到或接近飛行器的實際飛行值。
相似原理要求風洞流場與真實飛行流場之間滿足所有的相似準則,或兩個流場對應的所有相似準則數相等。風洞試驗很難完全滿足。最常見的主要相似準則不滿足是亞跨聲速風洞的雷諾數不夠。以波音737飛機為例,它在巡航高度(9000m)上,以巡航速度(927km/h)飛行,雷諾數為2.4×107,而在3米亞聲速風洞中以風速100m/s...
跨聲速無粘流動可分外流和內流兩大部分,流動變化複雜,流動的控制方程為非線性混合型偏微分方程,從理論上求解困難較大。高超聲速流動的主要特點是高馬赫數和大能量,這些特點是流動具有一般超音速流動所沒有的流體動力特徵和物理化學變化。在高超聲速流動中,真實氣體效應和激波與邊界層相互干擾問題變得比較重要。高超...
2.1氣體動力學基礎 2.1.1靜參數與滯止參數 2.1.2流量函式 2.1.3衝量函式 2.1.4激波 2.1.5膨脹波 2.2真實氣體效應 2.2.1高超聲速流動的主要特徵 2.2.2真實氣體 2.2.3熱完全氣體模型 2.2.4真實氣體效應影響算例分析 2.3一維氣體動力學 2.3.1正方法 2.3.2逆方法 2.4瑞利(Rayleigh)流...
而當馬赫數大於8時,空氣中的氧氣首先開始離解,其他氣體也相繼出現離解,理想氣體的方程已不適用,而必須考慮真實氣體效應。因此,馬赫數5—10是一個特殊的流動範圍,一般稱為高超聲速流動。高超聲速風洞運轉時,由於噴管的膨脹使試驗段內氣流溫度急劇下降,致使空氣本身的成分開始液化,在噴管中產生不希望的兩相流動...
主要有來流條件及飛行器的氣動外形對側向噴流流場的影響、與噴流有關的氣動布局對流場氣動力和氣動增益的影響、噴流介質的真實氣體效應和噴流的非定常效應。研究方法 高超聲速流中的側噴流技術被廣泛的套用於超聲速攔截彈姿態控制、超燃衝壓發動機結構設計、電漿隱身技術等。對於高超聲速飛行器側向噴流的機理研究,...
(3)高溫真實氣體效應:高超聲速氣流在穿越激波時受到強烈壓縮而引起急劇升溫,又在邊界層內受粘性阻滯而耗散為熱量,因此產生的高溫引起流體分子振動能激發、離解、電離以及輻射等現象,高溫真實氣體效應改變了流體特性,也影響著流體的運動規律。(4)粘性干擾現象:高超聲速流動的一個標誌性的物理特徵,即隨著馬赫數...
跨聲速無粘流動可分外流和內流兩大部分,流動變化複雜,流動的控制方程為非線性混合型偏微分方程,從理論上求解困難較大。 高超聲速流動的主要特點是高馬赫數和大能量,在高超聲速流動中,真實氣體效應和激波與邊界層相互干擾問題變得比較重要。高超聲速流動分無粘流動和高超聲速粘性流兩大方面。 工業空氣動力學...
後來的理論和實驗研究都表明,上述牛頓理論所預示的結果同實際偏差很大,不能正確反映真實流動情況。但在 高超聲速流動中,當來流馬赫數很高、激波層很薄、激波十分貼近物面的情況下,牛頓理論又能比較接近於實際情況。用牛頓公式能近似計算出物面壓力係數,因為在這種情況下,激波十分貼近物面,來流氣體分子的法向動量...
首次提出判定三維流動分離的數學條件揭示了渦旋沿其軸向的分叉演化規律及分離流場的拓撲結構規律和飛行器動態穩定性及其分叉演化的判則。發現三階色散項和差分解在激波處出現波動的聯繫提出建立高解析度差分格式的物理構思,並建立了無波動無自由參數的耗散(NND)差分算法及高精度算法(ENN)。建立了雲粒子侵蝕、真實氣體...
日本國家宇航實驗室的 HIEST 脈衝風洞採用自由活塞和激波風洞兩種運行方式,能得到最大總壓150MPa,模擬4~25MJ/Kg的總焓。模擬高焓真實氣體是 HIEST 的特色,但是其實驗時間也受到了限制,只有2~6ms。如圖2 對高超聲速的研究,國內的研究機構也都建成了各自的高超聲速脈衝風洞,下面簡單介紹一下這些脈衝風洞:(1)...
實際可壓縮流動按馬赫數Ma的大小(實際上就是反映密度變化的重要性)可分為亞聲速流動(Ma約為0.3~0.8)、跨聲速流動(Ma約為0.75~1.2)、超聲速流動(Ma約為1.2~5.0)和高超聲速流動(Ma大於5.0)。近三十年來,隨著高速飛行、噴氣發動機,火箭、空間飛行、彈道學、燃燒學,燃氣渦輪、衝壓噴氣發動機、傳熱學...