电磁波在等离子体高温气体中传输特性实验研究

针对高超声速飞行器头身部形成的等离子体鞘套对通信的影响,在中国空气动力研究与发展中心的粉末激波管上开展了电磁波在等离子体高温气体中传输特性的实验研究.实验中获得了等离子体气体中的电磁波透射率、电子密度和碰撞频率.实验结果表明:X波段和Ka波段电磁波在高激波马赫数Mas=16.1、1区气体压力P1=1200Pa的激波管实验状态下产生的厚度80mm等离子体高温气体中能量衰减大于30dB,难以传输;X和Ka波段电磁波在激波马赫数Mas=15 9、1区气体压力P1=80Pa的激波管实验状态下产生的厚度80mm等离子体高温气体中能量衰减大于30dB,难以传输;X波段和Ka波段电磁波在激波马赫数Mas=10.1、1区气体压力P1=80Pa的激波管实验状态下产生的高温等离子气体中平均传输损耗较小,可以进行有效传输;Ka波段电磁波在激波马赫数Mas=8.9、1区气体压力P1=1200Pa的激波管实验状态下产生的厚度80mm等离子体气体中平均传输损耗小于1dB,可以进行有效传输.实验得到的等离子体高温气体中的电磁波透射率、电子密度和碰撞频率与理论计算值基本一致.     

斜激波入射V形钝前缘溢流口激波干扰研究

针对内转式进气道溢流口这一关键部位所面临的三维复杂激波干扰问题，将溢流口提炼简化为V形钝前缘平板，采用激波风洞实验观测结合数值模拟的方法，研究了前体斜激波与V形钝前缘溢流口相对位置变化引起的激波干扰的演化规律。结果表明:由于V形钝前缘自身的激波干扰，其驻点前弓形激波的脱体距离较大，波后存在大范围的亚声速区。当斜激波入射在该弓形激波接近正激波的部分时，发生Edney第Ⅳa类激波干扰，该流动结构与V形钝前缘自身带来的三维激波干扰相互耦合，形成多处超声速射流区域；当斜激波入射在该弓形激波亚声速区的声速点附近时，呈现出不同于Edney第Ⅲ类激波干扰的波系结构；当斜激波入射在该弓形激波的超声速部分时，形成的波系结构与Edney第Ⅱ、Ⅵ类激波干扰类似。     

准二维水下超声速垂直过膨胀射流研究

阐述了水下超声速气体垂直过膨胀射流的准二维实验研究和射流的数值计算结果.利用高速摄影仪在1000帧/s的拍摄速度下实时记录了过膨胀工况下水下垂直射流的喷射状态,清晰显示了水下气体垂直射流的演化过程;并利用专业软件FLUENT,对实验Laval喷嘴内外纯气相流场进行了数值计算,发现喷口附近存在复杂激波区,辅助分析了水下高速气体垂直射流的动态不稳定性形貌.实验与计算表明:在保持较小射流流量和保障较大马赫数的条件下,水下超声速垂直射流在水环境中引发的回击频率会得到减弱;准回击现象的发现证实了这一结论.这对于工程应用中的风口材料的"空蚀效应"的减弱提供了理论依据.     

管道系统激波运动的数值模拟

对激波在管道、活塞腔系统内运动的两种数值模型──一维非定常气体运动模型和二维轴对称气体运动模型，进行了数值模拟，其计算曲线（压力曲线、活塞速度、位移曲线）与相应的实验曲线符合较好，表明基于Ｇｏｄｕｎｏｖ格式的激波运动计算方法能成功地处理含有激波且边界条件复杂的管道系统内气体运动问题，因而能较精确地预测管道系统内详细的压力变化过程，特别是预测激波在管道系统内的传播过程。     

激波与氦气泡相互作用的实验与数值研究

提出了一种在激波管中实现运动激波与球形气-气界面相互作用的研究方案.以肥皂膜作为气体交界面,高压火花为光源,采用阴影法,在马赫数M=1.2的情况下,在矩形激波管中开展了一系列的实验研究,获得了激波作用下球形氦气泡界面发展变化的相关实验结果.还通过求解二维轴对称的Euler方程,结合网格自适应策略,对实验过程进行了数值模拟.通过与实验结果的对比分析,证实了涡量的产生和分布对于界面的变形和发展有着重要意义.     

基于气体放电的高超声速激波结构显示技术

基于气体放电辐射强度与气体密度的相关性，在高超声速脉冲风洞FD-20中搭建了气体放电流场显示系统，并分别以平板模型、平板-方块模型和简化进气道模型为试验模型，在来流马赫数Ma=12.16、来流静压p≈106Pa的流场条件下开展气体放电流场显示技术研究。在平板实验中，气体放电方法较准确地观测到了电极之间的平板前缘激波结构，与纹影技术测得激波角相差仅为0.21°。在平板-方块实验中，气体放电方法观测到了2个截面（对称面和远离对称面截面）的激波结构，对称面波系结构与纹影和数值计算所得结果基本一致，远离对称面截面的波系结构与数值计算结果基本一致。在简化进气道实验中，气体放电方法观测到了内流道激波交叉形成的菱形结构，且尺寸与数值计算结果相差较小，约为7.9%。这些实验结果表明，在高超声速脉冲风洞中，采用气体放电方法可以获得清晰准确的激波结构，不仅可进行分截面激波结构观测，还可对被模型遮挡的内部区域激波结构进行显示，而且特别适合用于局部复杂流动波系结构的观测。     

氮气辐射强度的激波管测量与验证

超高速飞行器的热防护设计必须考虑激波层内高温气体发射与吸收的辐射能量，需要有效的辐射加热评估手段。相应飞行条件下的光谱辐射强度地面实验测量是验证数值模型和方法、理解高焓流动的重要手段。基于燃烧驱动激波管，发展辐射强度标定技术，针对富氮气环境，开展高温气体光谱辐射强度的高分辨定量化测试，掌握辐射特征，为数值验证提供基础数据。实验获得了激波速度5.70和6.20km/s条件下的气体光谱辐射强度精细结构，数据表明激波波后的非平衡过程对辐射强度存在很大影响。通过求解耦合化学反应动力学模型的Navier-Stokes方程和辐射特性模型，得到对应实验条件下的流场参数和辐射强度，计算结果和实验数据符合很好，验证了数值模拟方法。     

反射及绕射冲击波的生物效应研究

采用生物激波管内放置挡板,探讨弱冲击波的反射及绕射作用对生物效应的影响。结果表明反射激波超压明显增强,约为入射激波超压的3 倍,并可引起动物肺和胃肠道损伤;绕射激波的一次激波超压明显降低,约为入射激波的1/3 ,二次激波与距挡板的距离有关,当距离为挡板高度的1/4 和2 倍时,超压低于入射激波,距离为挡板高度的1/2 和1 倍时,超压稍高于入射激波,提示该处激波有叠加现象,实验动物均未见明显内脏器官损伤。本研究结果对冲击伤防护具有一定的意义     

一种用于RM不稳定性研究的竖直环形激波管的设计与验证

设计并加工了一套竖直环形同轴无膜激波管,可用于环形汇聚激波诱导下的Richtmyer-Meshkov 不稳定性实验研究。与前人工作相比,本文在流体界面的形成以及流场的观测方法上做了较大的改进。通过实验和数值方法,对该竖直激波管产生的环形柱状汇聚激波的参数进行测量和分析,验证了同轴激波管形成柱状汇聚激波方法的可行性和可靠性。在界面形成方面,采用细丝约束肥皂膜技术形成正八边形气体界面,并利用数值方法考察了细丝对界面发展的影响。结果表明在界面发展的前期,细丝的影响几乎可以忽略。利用连续激光片光结合高速摄影相机对流场进行观测,获得了正八边形air/SF6气体界面在环形汇聚激波及其反射激波冲击下的演化过程,并与数值结果进行了对比,获得了较好的一致性,进一步验证了汇聚激波的对称性以及细丝约束肥皂膜技术用于形成多边形气体界面的可靠性。     

多循环脉冲爆轰发动机外流场的实验研究

利用内径为30mm,长度为1000mm的爆轰管,对多循环脉冲爆轰发动机外流场进行研究.爆轰管内充满氢气-氧气-氮气预混气,采用底端中心点火.实验中采用YA-16高速阴影系统,拍摄了爆轰外流场的阴影照片.根据实验结果,分析了外流场的动力学结构和悬吊激波产生的动力学机理,讨论了两次循环管外流场结构间的差异.第一次循环中的爆轰波溢出爆轰管后,斜压效应和Helmholtz不稳定导致涡环的产生,涡环形状的变化又引起悬吊激波的角度变化,在此过程中引导激波始终为球面形状,在第二个循环中的相应时刻,激波前的气体是向外流动的,导致引导激波逐渐成为葫芦形状.     

燃气二次喷射对推力矢量控制发动机内流场的影响

采用准一维非定常N-S方程对固体火箭发动机燃气二次喷射推力矢量控制过程进行数值仿真,研究燃气引出和燃气二次喷射对发动机燃烧室及喷管内流场的影响。重点研究了燃气引出对燃烧室压强波动的影响并对其形成机理进行了初步分析。结果表明,燃气二次喷射推力矢量控制工作过程中,燃烧室压强波动很大,速度在一定程度上脉动,温度基本上不受影响。由于高温高速二次燃气的加入,喷管扩散段二次喷射孔附近及其下游喷管内压强、速度和温度有明显的变化。     

流体推力矢量技术研究综述

流体推力矢量技术不采用机械偏转，以流动控制方式实现推力转向，有望成为一种更加高效的推力矢量控制方法。目前实现流体推力矢量的主要方法有激波矢量法、双喉道方法、逆流控制方法和同向流方法等，对以上方法选择具有共性的计算与试验数据，对喷管的推力矢量效率、推力损失和流量系数进行了对比分析。结果表明激波矢量方法、双喉道方法和逆流方法能够在大落压比范围内（NPR=1.89~10）实现推力矢量控制，并且具有俯仰/偏航耦合甚至多轴控制的潜力。相比激波矢量法和逆流方法，双喉道和同向流方法在减少推力损失和提高矢量效率上占有优势，不足之处是双喉道方法对喉道进行控制限制了流量系数，而同向流方法的适用落压比范围受到严重限制。为寻求更加高效的矢量喷管技术，国内外相继发展了多种新概念流体推力矢量方法，对每种方法的控制原理、潜在优势和存在的问题挑战进行了探讨，新方法着眼于从喷流出口下游进行控制，对主流的干扰很小，值得深入研究，同时也为流体推力矢量的下一步研究方向提供了借鉴参考。     

带喷流扰流片的火箭发动机推力特性分析

采用试验结合数值仿真手段,研究了位于火箭发动机拉瓦尔喷管出口处单片喷流扰流片相对喷管出口径向位置的变化对发动机轴向力和侧向力的影响。研究结果表明：随着喷管出口面积堵塞比的增加,发动机侧向力增大,轴向推力损失增加;发动机轴向推力损失约为侧向力的30%到50%。仿真分析表明：喷流扰流片在发动机喷管扩张段内造成超声速燃气的激波与边界层相互作用,喷管扩张段内壁面形成的非对称压力分布是发动机侧向力产生的基础;喷流扰流片造成的燃气激波和粘性损失是发动机轴向推力损失的根源。     

通过矩形喷嘴的非稳定液体射流

绍了关于用矩形喷嘴进行的瞬态液体射流的实验研究结果。流动显示演示了在喷流过程中液体射流的种种不稳定现象。笔者推广了Ryhming的理论模型，计算了喷嘴出口的射流速度，并与实验结果进行了比较。     

超声速液体射流的气动特性

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氮气气枪设备上进行的。     

减弱冲击波场对搭载设备冲击作用的实验研究

火箭发动机喷流时产生的起始冲击波超压会使受冲击体发生破坏性的形变,这对火箭弹与载弹设备的相容性形成了不利的影响。弹体在新设备上进行搭载时必须考虑对起始冲击波超压的抑制以保护搭载设备不受破坏。采用电测技术和光学流场显示技术可以研究冲击波的作用情况。笔者就是在对冲击波超压实验研究的基础上,探索抑制起始冲击波超压以减小它对设备表面的危害的途径。通过在喷管尾设置抑制装置削弱了起始冲击波超压的峰值压力,改变了冲击波的形态,提高了火箭弹与其载体的相容性。笔者还对抑制的效果进行了分析     

旋射流气波制冷机实验研究及数值模拟

针对目前气波制冷机的接受管开口端存在较多熵增因素从而制约制冷效率进一步提高的缺点,借鉴了透平膨胀机制冷机理,将现有气体分配器改型,融入旋射流作功机理,加大出流偏角,使射向接受管气体射流反冲膨胀作功,减少熵增、降低入射气体的射流速度,从而有效改善接受管入口端射流气体的流动状况,达到降低工质速度、减小总焓及提高等熵效率的目的.利用Godunov格式建立了管内非定常流动与管壁传热数学模型,对接受管内激波的流动进行了数值模拟,计算结果与实验测量值趋势相同,可为气波制冷机的改造、设计及优化提供参考.     

由火焰聚心和激波聚焦诱导的爆震波研究

通过对几种不同结构形式的爆震发生器进行数值模拟,研究了激波聚焦和火焰聚心现象、气动特性及其机理.数值计算采用多组分理想气体详细的化学反应机理、二维轴对称非定常流动Navier-Stokes方程来模拟流体动力学和化学动力学过程.数值计算表明用较低的点火能量对射流火焰燃烧器中可燃混合物点火,层流火焰在狭窄管壁作用下加速,射流火焰在轴线上汇聚过程有利于激波的加强,强激波加速火焰,在多重激波与火焰反复作用下,激波和火焰面之间出现热点,热点迅速放大并形成压力很高的过驱爆震波,而后衰减为稳定的爆震波,不同的激波聚焦腔爆震波的形成过程不同.通过对数值计算的结果进行分析,得到了起爆距离和稳定爆震距离,为进一步试验提供参考.     

爆炸波与超声速飞行物体相互作用研究

本文数值模拟了超声速飞行物体与爆炸波相遇后产生的两波干扰流动，采用了激波捕捉、有限差分法和LU-TVD格式。同得到的实验结果对比，计算结果反映出了两波作用后的复杂流动，并且可清楚地看到飞行体头部产生的弱接触面，与实验符合较好，同时进一步模拟了飞行体以-5°攻角飞行时与爆炸波相遇后的流动。