121 resultados para Supersonic nozzles
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应用NND有限差分格式求解轴对称可压缩N-S方程,研究了不同驻室与环境压力比条件下欠膨胀超声速射流近场的失稳特性.计算结果表明欠膨胀超声速射流的失稳机制根据射流激波结构的特征可分为3种失稳模式:具有规则反射激波结构和单一剪切层特征的射流不稳定性;带有马赫反射激波结构和双剪切层特征的射流不稳定性;具有弯曲马赫杆和高度欠膨胀射流的不稳定性.对于欠膨胀超声速射流,沿射流方向重复出现拟周期性的射流激波结构是射流稳定发展的特征,这种射流激波结构的消失是射流开始失稳的标志.
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对水下超声速气体射流的动力学行为进行了实验研究.通过流动可视化揭示了回击现象的演化过程,利用探针排获得了射流近场区的脉动压力分布,实验结果表明:在超声速喷管出口两倍直径处,射流形貌的变化导致气体中出现了大幅值压力脉冲.通过流场可视化与压力测量的同步校验,证实了喷口端面处回击事件与流场气相区中压力脉动之间相关性.
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在超声速燃烧室中分别采用气泡雾化煤油与纯煤油射流进行实验,研究不同情况对燃料的雾化和贯穿深度的影响.实验选用纹影法记录实验段图像,拍摄了不同注射压强条件下燃料有无气泡雾化的流场照片,对时间平均流场和瞬态流场分别进行记录.实验结果表明:气泡雾化的确明显地提高了液体燃料的雾化程度,但对贯穿深度没有显著的影响,提高贯穿深度的有效方法是增加射流压强.
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对超声速反向射流混合加热方案进行实验验证。实验结果表明:控制向燃烧室注入水雾的流量可以方便地调节燃烧室的温度和压力;用双路氢氧进气系统易于实现稳定的点火和燃烧。用热电偶测量混合前后的流场温度分布的初步结果表明,反向射流混合方案基本可行。
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介绍了有关脉冲超声速水射流以及柴油射流气动特性的研究结果。水射流实验是在一台垂直设置的内径为8mm的火药枪设备上进行的。用出口直径为5mm的喷嘴,产生了速度为600m/s的水射流。用纹影仪观察了射流及激波形状,从而测量了激波与前体驻点之间的离开距离。柴油射流实验是在一台水平设置的高压氦气气枪设备上进行的。
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在激波管里进行了可压缩性气固两相流的实验研究。测量了激波通过颗粒群时的压力的衰减过程。用纹影仪拍摄了激波与颗粒群相互干涉的照片。试验了颗粒群的不同构造对压力衰减的影响。指出了激波反射、聚焦等非线性气动因素是可压缩性气固两相流的关键问题。
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在超音速流动中,进行了侧向喷流干扰特性的实验研究,研究了喷流压力、攻角、迎风侧及背风侧喷流对侧向喷流干扰特性的影响.结果表明,随喷流压力增大,喷流前的高压区向前扩展,喷流的包裹作用加强.有攻角时,背风侧喷流前的高压区更大,喷流包裹作用的影响区域前移,喷流的控制效果更好,这一趋势随攻角的增大更加明显.
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提出了一种CH_4/O_2在超声速气流中燃烧的6方程化学反应模型,并且用在超声速高温空气中横向喷射的二维流场进行了数值模拟验证。特别模拟了不同来流条件和壁面条件对燃烧效率的影响及CH_4和空气中的氧气混合燃烧的过程。数值方法采用二阶精度的Harten-Yee隐式TVD格式,计算结果表明6方程反应模型能较好地反映CH_4/O_2的燃烧过程。
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通过与实验结果的比较验证Fluent软件可以用于超音速流动中侧向喷流干扰特性数值研究.使用Fluent软件对超音速流动中不同喷流压力和攻角下侧向喷流干扰特性进行的数值研究表明,超音速流动中,随喷流压力和负攻角增大,喷流前的高压区明显增大,喷流的控制效果更好.喷流包裹作用的影响范围在90°弹面内.喷流压力增大,喷流包裹作用加强,影响范围增大.
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利用直接照相和纹影显示研究了不同预热温度的煤油喷注到静态大气和马赫数2.5的横向气流时射流结构.煤油加热系统可将0.8kg煤油加热到670K和5.5MPa压力.比较4MPa压力下290K~550K不同温度的煤油射流结构可以发现,550K煤油射流一旦流出立即完全气化,并且保持贯穿深度基本不变.结果表明:喷注汽化燃料有可能改善液体碳氢燃料超声速燃烧室的性能,因为至少省却了雾化和气化过程.
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The high Reynolds number flow contains a wide range of length and time scales, and the flow
domain can be divided into several sub-domains with different characteristic scales. In some
sub-domains, the viscosity dissipation scale can only be considered in a certain direction; in some
sub-domains, the viscosity dissipation scales need to be considered in all directions; in some
sub-domains, the viscosity dissipation scales are unnecessary to be considered at all.
For laminar boundary layer region, the characteristic length scales in the streamwise and normal
directions are L and L Re-1/ 2 , respectively. The characteristic length scale and the velocity scale in
the outer region of the boundary layer are L and U, respectively. In the neighborhood region of
the separated point, the length scale l<
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Through the coupling between aerodynamic and structural governing equations, a fully implicit multiblock aeroelastic solver was developed for transonic fluid/stricture interaction. The Navier-Stokes fluid equations are solved based on LU-SGS (lower-upper symmetric Gauss-Seidel) Time-marching subiteration scheme and HLLEW (Harten-Lax-van Leer-Einfeldt-Wada) spacing discretization scheme and the same subiteration formulation is applied directly to the structural equations of motion in generalized coordinates. Transfinite interpolation (TFI) is used for the grid deformation of blocks neighboring the flexible surfaces. The infinite plate spline (IPS) and the principal of virtual work are utilized for the data transformation between fluid and structure. The developed code was fort validated through the comparison of experimental and computational results for the AGARD 445.6 standard aeroelastic wing. In the subsonic and transonic range, the calculated flutter speeds and frequencies agree well with experimental data, however, in the supersonic range, the present calculation overpredicts the experimental flutter points similar to other computations. Then the flutter character of a complete aircraft configuration is analyzed through the calculation of the change of structural stiffness. Finally, the phenomenon of aileron buzz is simulated for the weakened model of a supersonic transport wing/body model at Mach numbers of 0.98 and l.05. The calculated unsteady flow shows, on the upper surface, the shock wave becomes stronger as the aileron deflects downward, and the flow behaves just contrary on the lower surface of the wing. Corresponding to general theoretical analysis, the flow instability referred to as aileron buzz is induced by a stronger shock alternately moving on the upper and lower surfaces of wing. For the rigid structural model, the flow is stable at all calculated Mach numbers as observed in experiment
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2 The flow of a compressible viscous fluid through a straight pipe.(可压缩黏性流体在直管中的流动1943年)
3 Two dimensional irrotational mixed subsonic and supersonic flow of a compressible fluid and the upper critical Mach number(可压缩流体二维无旋亚声速和超声速混合型流动及上临界马赫数1946年)
4 On the stability of transonic flows(论跨声速流的稳定性1947年)
5 The propagation of a spherical or a cylindrical wave of finite amplitude and the production of shock waves(有限振幅球面波或柱面波的传播及激波的产生1947年)
6 Two-dimensional irrotational transonic flows of a compressible fluid(可压缩流体二维无旋跨声速流动1948年)
7 On the hodograph method(关于速度图方法1949年)
8 Two-dimensional transonic flow past airfoils(绕翼型的二维跨声速流1951年)
9 On the stability of two-dimensional smooth transonic flows(论二元光滑跨声速流的稳定性1951年)
10 On the flow of an incompressible viscous fluid past a flat plate at moderate Reynolds numbers(中等雷诺数下不可压缩黏性流体绕平板的流动1953年)
11 Reflection of a weak shock wave from a boundary layer along a flat plate.I:Interaction of weak shock waves with laminar and turbulent boundary lavers analyzed by momentum-integral method(弱激波从沿平板的边界层的反射Ⅰ:用动量积分方法分析弱激波与层流和湍流边界层的相互作用1953年)
12 Reflection of weak shock wave from a boundary layer along a flat plate.Ⅱ:Interaction of oblique shock wave with a laminar boundary layer analyzed by differential-equation method(弱激波从沿平板的边界层的反射Ⅱ:用微分方程方法分析斜激波与层流边界层的相互作用1953年)
13 Plane subsonic and transonic potential flows(平面亚、跨音速势流1954年)
14 A similarity rule for the interaction between a conical field and a plane shock(锥型流和激波相互作用的相似律1955年)
15 Viscous flow along a flat plate moving at high supersonic speeds(沿高超声速运动平板的黏性流动【Ⅰ】1956年)
16 Viscous flow along a flat plate moving at high supersonic speeds(沿高超声速运动平板的黏性流动【Ⅱ】1956年)
17 The effects of Prandtl number on high-speed viscous flows over a flat plate(Prandtl数对绕平板高速黏性流的影响1956年)
18 Compressible viscous flow past a wedge moving at hypersonic speeds(楔的高超声速可压缩黏性绕流1956年)
19 Dissociation effects in hypersonic viscous flows(高超声速黏性流动中的离解效应1957年)
20 现代空气动力学的问题(1957年)
2l 在关于苏联发射成功第一颗人造卫星座谈会上的发言记录(1957年)
22 高超速钝体湍流传热问题(1963年)
23 宇宙飞船的回地问题(1965年)
24 激波的介绍
郭永怀生平
郭永怀传
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目录
- 访罗湖 忆当年[李佩]
- 怀念同窗益友郭永怀教授[钱伟长]
- 郭永怀追求科学、为国献身的一生[洪友士]
- 深深怀念为核盾牌献身的著名科学家--郭永怀先生 中国工程物理研究院
- 深切怀念郭永怀教授的奠基性贡献 中国空气动力研究与发展中心
- 胸怀长江长城 心系国家安危--纪念我国核防护工程奠基人郭永怀先生[周丰峻]
- 缅怀我们的首任系主任--郭永怀教授[辛厚文 马兴孝 俞书勤 何天敬]
- 科学和技术结合的典范--纪念郭永怀先生诞辰九十周年[郑哲敏 李家春]
- 怀念与感激[俞鸿儒]
- 继承先师遗愿,谈我所冲击动力学的发展--纪念郭永怀副院长诞辰九十周年[陈裕泽]
- 英名长存--纪念郭永怀副院长诞辰九十周年[沈中毅]
- 郭永怀与我国导弹弹头再入气动物理研究[魏叔如]
- 科研工作引路人--纪念郭永怀九十诞辰[胡在军]
- 科技楷模,引路良师--怀念敬爱的郭永怀副院长[朱竟洪 郑百瑛]
- 七律 永怀永怀郭老师[董务民]
- 留得春晖映核魂--怀念我们的好领导好老师郭永怀同志[孙德纶 张克才]
- 难以忘怀--忆郭永怀副院长事迹点滴[孙天雄]
- 研究工作与工程技术工作之间的关系[谈庆明]
- 忆敬爱的郭永怀老师[张兆顺 呼和敖德]
- 根深叶茂 厚积薄发--追忆恩师郭永怀先生教诲我打好基础[严宗毅]
- 力学前辈,科德风范[徐友钜]
- 领导的楷模 学者的典范 青年的导师--怀念郭永怀副院长[于长勤]
- 怀念郭永怀副院长[陈裕泽]
- 关于郭永怀事迹的回顾[张长富]
- 严谨的导师,可亲的长者--忆著名的空气动力学家郭永怀先生[吴兰春]
- 严谨细致 实事求是--纪念郭永怀九十诞辰[李启廉]
- 纪念核武器环境试验技术的奠基人--郭永怀副院长诞辰九十周年[李荣林]
- 郭老精神激励着材料科学研究的不断深入[周维宣 谭云]
- 郭永怀副院长的关怀与我所有机材料研究的发展[陈晓丽]
- 忆与郭永怀副院长的一次谈话[孙德纶]
- 缅怀郭永怀院士[陈家镛]
- 记郭永怀先生二三事[屠善澄]
- Remembering Yunghuai Kuo[C.C.Lin]
- Recall with love and respect[William R.Sears]
- Y.H.Kuo:An appreciation[Frank E.Marble]
- A commemorative tribute to Professor Guo Yonghuai[T.Y.Wu]
- Y.H.Kuo:A great scientist,revered teacher and good friend[Alfred Ritter]
- 氢氧燃烧及爆轰驱动激波管[俞鸿儒]
- 颗粒材料中致密波结构研究[孙锦山 朱建士 贾祥瑞]
- 网格与高精度差分计算问题[张涵信 呙超 宗文刚]
- 植被层湍流的大涡模拟[李家春 谢正桐]
- 半浮区液桥热毛细振荡流[唐泽眉 阿燕 胡文瑞]
- 再入湍流尾迹及其对雷达散射的影响研究[牛家玉 于明]
- 超声射流中CS2分子态分辨转动弛豫研究[陈从香 刘世林 戴静华 张志萍 马兴孝]
- 37mm冲压加速器实验和计算[柳森 简和祥 白智勇 平新红 部绍清]
- 化学体系中噪声诱导的时空有序结构和随机共振[辛厚文 侯中怀 杨灵法]
- 根据守恒律计算热流和摩阻的有限元提法[童秉纲 段占元]
- 高阶精度线性耗散紧致格式的渐近稳定性[邓小刚 毛枚良]
- 离散流体力学:理论和数值方法[高智]
- 2号复合离心机自动控制系统研制[王磊 林明 冯晓军]
- 海沧大桥气动弹性特性风洞试验研究[李明水 陈忻 张大康 王卫华]
- 内爆炸载荷下圆管变形、损伤和破坏规律的研究[李永池 李大红 魏志刚 孙宇新]
- 两种凝聚炸药的静态断裂性能实验研究[罗景润 韦日演 马丽莲]
- 圆柱体侵彻薄靶极限击穿速度估算探讨[吴应白 唐平]
- 动力学修改方法在夹具设计中的应用研究[蒲怀强 唐定勇]
- Numerical simulation of non-linear stability of two-dimensional supersonic boundary layer[Shen Qing Yuan Xiangjiang]
Resumo:
本文集收入了著名力学家、应用数学家、中国科学院院士谈镐生先生在流体力学、稀薄气体动力学和应用数学研究领域的论文和研究报告26篇,谈镐生先生倡导和支持力学基础研究的有关文章和论述21篇,谈先生的学术活动和生活图片多幅,以及谈镐生先生生平,最后附有谈先生生平年表。
目录
科技论文
Theaerodynamics of supersonic biplanes
Strength of reflected shock in Mach reflection
On laminar boundary layer over arotating blade
A unique law for ideal incompressible flow with preserved pattern off initeseparation
On motion of submerged cylinder
On source and vortex off luctuating strength U~aveling beneath a free surface
Wave sproduced by a pulsating source U~ave lingbeneath a free surface
On optimum nose Curves form issiles in the superaerodynamic regime
On optimum nose Curves for superaerodynamic missiles
On a special bolzavariational problem and the minimization of superaerodynamic
Hypersonic nose drag
Nose drag in free-molecule flow and its minimization
Final mdash;stagedecay of a single line vortex
Final stage decay of grid—produced turbulence