|
|
|
题名
|
作者
|
年代
|
出处
|
被引量
|
| 1 | Effect of pressure on the performance of plasma synthetic jet actuator显示文摘The effects of the ambient air pressure level on the performance of plasma synthetic jet actuator have been investigated through electrical and optical diagnostics.Pressures from 1 atm down to 0.1 atm were tested with a 10 Hz excitation.The discharge measurement demonstrates that there is a voltage range to make the actuator work reliably.Higher pressure level needs a higher breakdown voltage,and a higher discharge current and energy deposition are produced.But when the actuator works with the maximum breakdown voltage,the fraction of the initial capacitor energy delivered to the arc is almost invariable.This preliminary study also confirms the effectiveness of the plasma synthetic jet at low pressure.Indeed,the maximum velocities of the precursor shock and the plasma jet induced by the actuator with maximum breakdown voltage are independent of the ambient pressure level;reach about 530 and 460 m/s respectively.The mass flux of the plasma jet increases with ambient pressure increasing,but the strength of the precursor shock presents a local maximum at 0.6 atm. | WANG Lin XIA ZhiXun LUO ZhenBing ZHANG Yu | 2014 | Science China(Physics,Mechanics & Astronomy)2014，57，12： | 7 |
| 2 | 涡流发生器控制下横向射流穿透特性及优化显示文摘在喷孔上游放置涡流发生器(VG),采用纳米粒子平面激光散射系统(NPLS)和粒子图像测速(PIV)技术对5种构型的VG诱导横向射流的流场进行了观测,提取其穿透深度并进行对比,结果表明在喷孔上游放置VG使射流穿透深度提高了30%~60%.对VG构型的几何参数、射流/来流动压比及VG流向位置等变量进行敏感性分析,表明射流/来流动压比对射流穿透深度的促进作用最大.根据目标函数进行了优化设计,表明当VG半锥角为36°、坡度为6°、VG尾缘与喷孔中心无量纲距离为38.8、射流/来流动压比为10.6时,无量纲穿透深度存在最优值12.68. | 赵延辉 梁剑寒 闫田田 | 2016 | 航空动力学报2016，31，4： | 3 |
| 3 | 超声速气流中横向气体射流混合经验模型显示文摘为了获得适用于工程估算的射流穿透经验关系式,对射流中心迹线、穿透边界及喷注物展向分布特性进行模化处理,建立了描述超声速气流中横向气体射流混合经验模型,并通过系列实验观测结果对该模型有效性进行验证.结果表明:在较宽的动量比范围内(动量比为0.5~5.3),该模型预测的射流中心迹线和穿透边界均与实验图像吻合较好,在射流中心迹线附近,该模型预测的喷注物摩尔分数与实验测量值相比误差在5%以内,精度优于现有模型.随着动量比的增大,在喷孔下游一定区域内,射流引起的反转旋涡对增强,导致该模型对展向摩尔分数分布的预估产生一定误差,表明该模型的适用范围与动量比和下游距离等因素相关. | 杨揖心 王振国 孙明波 汪洪波 | 2015 | 航空动力学报2015，30，6： | 2 |
| 4 | 高焓横向射流尾迹区掺混燃烧的数值特性显示文摘尾迹区作为横向射流流场的重要结构受到广泛关注,其掺混和燃烧特性对近壁面区域的流场特性有重要影响.文章在对仿真充分验证的基础上,采用Reynolds平均模拟方法对Ma=8飞行条件下高焓横向射流尾迹区中的掺混和燃烧特性进行了数值研究.探究了冷热流场尾迹区中的氢气掺混特性,冷态流场尾迹区中的激波结构对氢气分布产生一定影响,热态流场尾迹区中存在多种氢气掺混路径.V形回流区中的高浓度氢气对燃烧产生了一定的阻碍作用.定量测量了尾迹区中的火焰结构,尾迹区火焰的顶点位置随高度增加向下游线性移动,受射流主流影响,尾迹区火焰的展向宽度在距离壁面一定高度后开始增大.对冷热流场中的主要参数进行了对比,燃烧消耗了氢气使温度升高,但是尾迹区中的流动速度没有明显增加,燃烧放出的热量没有完全转化为流体的动能. | 马光伟 孙明波 李光欣 闫巍 | 2019 | 气体物理2019，4，5： | 1 |
| 5 | 超声速来流中燃料喷注与凹腔相互作用流场分析显示文摘利用基于纳米粒子的PIV (Particle image velocimetry)速度测量系统研究超声速流场中不同喷注Ma的横向喷注与开式凹腔内气体相互作用的流场,主要研究了相同喷注总压下横向喷注穿透的影响因素,分析了喷注动压比影响凹腔内气体和喷注相互作用的表现形式。通过研究发现,喷注动压比为6~8工况下由于凹腔内气体出现大范围回流使得凹腔前缘局部空间出现回流区,影响凹腔上部局部空间剪切层的形成,有效降低喷注与凹腔内气体之间流体的速度,增强了喷注CVP (Counter-rotating vortex pair)对凹腔内气体的卷吸效果;超声速喷注与凹腔混合研究中,喷注出口欠膨胀程度是必要的考虑因素;相同喷注总压条件下,低Ma数更有有利于喷注展向扩展及穿透,以及和凹腔内气体的混合。 | 段君德 梁剑寒 赵延辉 高天运 | 2018 | 推进技术2018，39，10： | 0 |
| 6 | 边界层厚度对超声速流动燃烧的影响研究显示文摘本文以超燃冲压发动机燃烧室为背景,利用三维GPU并行程序,验证了火焰面模型的精确性,模拟了不同边界层厚度状况下超燃冲压发动机燃烧室内流动和燃烧的变化,并探讨研究了边界层厚度对流动、混合和燃烧等过程的影响。结果表明,对于来流边界层厚度,尤其是厚度大于喷孔直径时的综合影响,认为超燃冲压发动机燃烧室内的厚边界层有助于燃料的掺混,但是对燃烧效率有负面影响。 | 许大羽 汤涛 于江飞 汪洪波 孙明波 | 2024 | 工程热物理学报2024，45，2： | 0 |
| 7 | 高速气流中的主动横向射流特征数值模拟显示文摘从横向射流应用角度出发,采用数值仿真方法,对极稀薄环境高速条件下横向射流特征进行研究,探究不同射流的压力、温度、速度、角度和主流速度、环境压力等变量对射流特征的影响规律,为射流在姿态控制作用力中的应用提供重要参考。仿真结果表明,射流和主流的动压比升高,射流的穿透深度明显增大,对主流流场径向上影响更远,射流掺混所产生的温度场变化比压力场变化更加明显,耦合面温度升高并前移;环境压力的降低使主流形成的旋涡尺寸减小,旋涡中心也向前移动;射流角度的改变主要对射流与主流耦合的位置及耦合位置附近旋涡分布产生影响,在有角度条件下,流场中旋涡更复杂,旋涡数量更多、旋涡相互作用更显著。射流压力和温度对于动压比的提高很明显,压力和温度的升高可明显提高射流反作用力,通过灵活调节压力和温度可实现不同反作用力。而不同主流环境与射流角度对于反作用力的影响基本可忽略。 | 代威 周萍 廖传军 王柏森 | 2023 | 兵器装备工程学报2023，44，7： | 0 |
您所在的机构暂未开通此部分的功能，请联系管理员