IMECH-IR  > 高温气体动力学国家重点实验室
高温气体效应对高超声速槽道湍流边界层的影响
陈小平; 李新亮
Source Publication高温气体动力学研究进展
2011
Pages54-59
Conference NameLHD2011夏季学术研讨会
Conference Date2011
Conference Place内蒙赤峰
Abstract在高超声速飞行情况下,飞行器表面附近的边界层温度通常很高,可能诱发空气分子振动能激发、离解或电离反应、甚至电子能级激发等复杂的物理化学现象,由此产生的对流场和飞行器性能的影响通常称为“高温气体效应”。本文研究高温气体效应对湍流边界层的影响。在平衡流假设下,利用直接数值模拟的方法,研究高温气体效应对高超声速槽道湍流边界层的影响,并与完全气体及变比热的情况进行比较。所谓平衡流,是指热化学平衡的流动。在热平衡的条件下,平衡流是化学非平衡流动过程中化学反应速度趋于无穷大而很快达到平衡的极限情况。忽略组分扩散时,流场的组分分布只取决于该出的压力和温度,与流动过程无关。本文研究的是平衡流对湍流边界层的影响。因此,采用曲线拟合的方法来计算热力学物理量及输运特性。该方法适用于温度范围500~30000K、压力范围10-4~102atm 的平衡流。
Keyword高超声速 高温气体效应 槽道 湍流边界层 直接数值模拟
DepartmentLHD可压缩湍流
Language中文
Document Type会议论文
Identifierhttp://dspace.imech.ac.cn/handle/311007/47916
Collection高温气体动力学国家重点实验室
Recommended Citation
GB/T 7714
陈小平,李新亮. 高温气体效应对高超声速槽道湍流边界层的影响[C]高温气体动力学研究进展,2011:54-59.
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