王宇
- 作品数：7 被引量：17H指数：3
- 供职机构：中国科学院力学研究所更多>>
- 发文基金：国家自然科学基金更多>>
- 相关领域：航空宇航科学技术理学更多>>
- 高超音速湍流分离流研究
- 1996年
- 激波诱导的湍流边界层分离,由于其流场结构复杂并具有高度不稳定性,目前理论计算还无法准确模拟,因而一直是航空、航天和其它许多应用流体力学领域的一个难题。航天飞机和其它高速再入飞行器的表面翼、襟、进气道入口等处,由于激波与湍流边界层相互作用,使物面边界层产生分离一再附,引起严重的局部气动加热;而分离激波出现的大尺度低频振荡,不仅产生严重的气动噪声,还会引起振动疲劳,直接影响飞行器的性能和安全。因此,选择飞行器表面若干典型有实际意义的局部激波干扰流场,研究它们的流动特性,并在一定认识的基础上建立近似的预测模式和开发实用的控制方法,已成为当今航天高技术领域空气动力学研究的一个热点。
- 王世芬李清泉李存标王宇任志远
- 关键词：高超音速湍流边界层分离分离流激波
- 高超音速后掠激波与边界层干扰流场特性被引量：7
- 1993年
- 应用表面油流和液晶温度显示，表面热流率的压力测量四种测试技术，在Ｍａ∞＝７．８、单位长度雷诺数Ｒｅ∞＝３．５×１０＾７／ｍ条件下，研究了３０°迎角尖前缘翼面诱导激波和湍流边界层干扰流场特性，结果表明，表面流动是准锥型；在强相互作用下，流动发生了二次分离和再附，导致表面油流线的流向角、温度、热流率和压力分布均出现明显的凹坑。
- 王世芬王宇刘鹏
- 关键词：激波边界层高超音速流动
- 尖前缘翼干扰区的壁面压力和热流率分布被引量：3
- 1995年
- 本文给出Ｍ＿∞＝７．８和６．７２，Ｒｅ＝３．５×１０￣７／ｍ和５．４×１０￣７／ｍ气流绕迎角为２０°、３０°和３５°尖前缘翼运动时，平板锥型干扰区的壁面压力和热流率分布。结果表明：（１）平板锥型干扰区的特征几何尺度与无粘激波角β＿０和翼迎角α相关，而壁面压力和热流率的峰值与法向马赫数Ｍ＿ｎ相关。（２）翼面压力和热流率分布由于受拐角涡影响，前者在翼根部呈波谷状，而后者呈波峰状，影响尺度与翼前缘处来流边界层厚度有关。
- 王世芬王宇
- 关键词：高超声速分离流壁面压力
- 二维超音速激波风洞及其应用被引量：1
- 1994年
- 简述了二维超音速激波风洞的设计要点和性能，并给出在该风洞中低凸台诱导激波和湍流边界层相互作用的实验结果。实践表明：在被驱动段和喷管之间安装一个前缘光滑的矩形剖面短管道；并将二维喷管精加工成型，就能获得实验所需的均匀超音速气流。
- 王世芬王宇唐贵明李振华刘鹏
- 关键词：激波风洞激波干扰分离流热流
- 二维超声速激波风洞及其应用
- 简述二维超声速激波风洞的设计和性能，并给出低凸台诱导激波和湍流边界层相互作用的实验研究结果，这一实验的成功为激波风洞在超声速气动实验中的应用开辟了一条新途径。
- 王世芬王宇
- 关键词：超音速风洞
- 钝缘舵高超音速湍流分离特性被引量：4
- 1996年
- 给出由半圆柱前缘舵诱导的高超音速湍流分离的实验结果。实验气流Ｍａｃｈ数为７．８，单位长度Ｒｅ数为３．５×１０７ｍ－１。结果表明：钝缘舵诱导的湍流分离极不稳定，分离激波出现大尺度低频振荡，使壁面压力和热流率无量纲标准偏差在主分离线附近达最大值。Ｍａｃｈ数愈高，最大无量纲标准偏差值越大。在前缘区前缘直径是控制分离流场尺度和平均壁面压力。
- 王世芬王宇
- 关键词：空气动力学热通量
- 马赫数对后掠激波和湍流边界层干扰特性的影响被引量：4
- 1994年
- 本文介绍了尖前缘翼诱导激波和湍流边界层干扰流场壁面特性，着重强调马赫数影响。给出２．０≤Ｍ＿∞≤８．２、α≤３５°分离流场中，锥型干扰区内主分离线和再附线位置与无粘激波角β和迎角α的相关式，证实无粘条件是控制锥型区尺度的主要因素。而高超声速与超声速干扰流中二次分离随激波强度的不同发展，表明干扰流场的细致结构与可压缩性有关。
- 王宇王世芬
- 关键词：激波飞机高超音速流动
