高度欠膨胀声速射流的自相似特性

构建了高压气体射流模型和高分辨率的计算网格，对喷压比（NPR）为5.60、流动雷诺数Re为105量级的高度欠膨胀射流进行了三维大涡模拟（LES）计算.讨论了时均的射流近场结构，发现大涡模拟成功捕捉到了高度欠膨胀射流近场的典型波系结构，并与文献结果吻合较好.研究着重定量考察流向速度和氮气质量分数的分布规律，以揭示高度欠膨胀射流的自相似特性.结果表明:在射流核心区之后，不同流向位置上流向速度和氮气质量分数沿径向的分布呈现出与亚声速射流类似的自相似特性.但射流流场开始呈现自相似的位置仍然为超声速，这是高度欠膨胀射流自相似特性的独有特征.提出了高斯拟合公式，在靠近和远离射流中心线的区域内均可较好地表征射流的自相似特性.此外，还考察了射流剪切层的发展特征，比较了计算得到的射流剪切层增长率与先前实验测量结果的差异，并分析了其中可能的原因.      

超声速高度欠膨胀冲击射流的大涡模拟

冲击射流广泛应用于短距起飞垂直降落飞行器(SVTOL)等航空航天领域.本文采用大涡模拟方法对高度欠膨胀的超声速冲击射流的流场进行了数值模拟.本文数值模拟得到了高度欠膨胀冲击射流流场中的激波结构和内外剪切层中不同尺度的涡结构.数值结果观察到了马赫盘的振荡,以及在斜激波、马赫盘及大尺度涡结构的共同作用下,射流内外剪切层之间的环形激波的生成与消失的周期过程.并对流场内剪切层的涡结构的演化进行了研究,数值结果显示内剪切层的大尺度涡结构的形成与马赫盘的振荡相关,在内外剪切层的作用下形成了壁射流区内外交错的涡结构.     

不同喷压比下欠膨胀射流对特征频率激励的响应

为了揭示欠膨胀激励射流的流动机理,以及考察不同喷压比下射流对相同激励的流动响应,采用大涡模拟方法,对喷压比NPR=5.60和9.34的欠膨胀定常射流和激励射流进行了三维数值计算。激励频率为定常射流中固有的轴对称频率fe=14.569kHz,激励形式为在射流喷管入口处施以正弦压力扰动。结果表明,特征频率激励影响射流的声场特征,缩小射流核心区的范围,减少射流近场的激波胞格数目,并影响射流气体与环境空气的混合。同时,激励射流的特征频率转变为激励频率及其高阶倍频,激励射流的主不稳定模态均为轴对称模态。其中,NPR=9.34的欠膨胀射流的主不稳定模态和外加压力扰动的形式相一致,射流与外加激励发生了更加剧烈的流动耦合和响应。这使得在NPR=9.34时,射流核心区长度减小得更多,压力脉动的振幅更大,激励对射流混合的增强作用更加明显。     

不同喷压比下欠膨胀射流对特征频率激励的响应

为了揭示欠膨胀激励射流的流动机理，以及考察不同喷压比下射流对相同激励的流动响应，采用大涡模拟方法，对喷压比NPR=5.60和9.34的欠膨胀定常射流和激励射流进行了三维数值计算。激励频率为定常射流中固有的轴对称频率=14.569kHz，激励形式为在射流喷管入口处施以正弦压力扰动。结果表明，特征频率激励影响射流的声场特征，缩小射流核心区的范围，减少射流近场的激波胞格数目，并影响射流气体与环境空气的混合。同时，激励射流的特征频率转变为激励频率及其高阶倍频，激励射流的主不稳定模态均为轴对称模态。其中，NPR=9.34的欠膨胀射流的主不稳定模态和外加压力扰动的形式相一致，射流与外加激励发生了更加剧烈的流动耦合和响应。这使得在NPR=9.34时，射流核心区长度减小得更多，压力脉动的振幅更大，激励对射流混合的增强作用更加明显。     

超临界航空煤油喷射到大气环境的喷射特性

用纹影系统对超临界RP-3航空煤油喷射到大气环境中的喷射特性进行了试验研究.在纹影照片中可以看出喷嘴出口下游产生了桶形激波、马赫盘和斜激波,射流近场结构与高度欠膨胀空气射流非常相似.测试结果表明马赫盘的位置随着对比压力的增大而增大,对比温度对马赫盘位置的影响不大;马赫盘的直径随着对比温度的升高而减小,随着对比压力的增大而增大;射流的喷射长度随着对比压力的增大而增大,随着对比温度的升高而减小.      

计算流体动力学在航天飞行器射流逆流中的应用

超声速射流逆流通常用于导弹、航天飞机、卫星和飞船等飞行器运动状态的控制。欠膨胀超声速射流逆流的流场包含有多激波（如弓形激波和马赫盘）、接触间断和剪切层，其结构非常复杂。本文采用激波高分辨率有限差分（ＴＶＤ）格式，对恒定自由流条件，各种不同射流出出口压比的超声速轴对称逆射流进行了数值模拟，且对各种条件下的物理现象给予了分析。计算的马赫盘和弓形激波位置与实验值相吻合，为此类流动问题提供了一种有效的预测     

强欠膨胀圆管射流中二次涡环的形成机理

基于大涡模拟方法与高精度混合格式,对出口压力比(n)为1.4与4.0的弱与强欠膨胀圆管射流初始流场进行了数值模拟。结果清晰地描述了两种压力比条件下欠膨胀射流初始流场的结构特征,包括涡与激波结构及它们演变过程,发现强欠膨胀射流中二次涡环是由三波点向下游形成的滑移层失稳而直接卷起,此与弱欠膨胀情况不同。另外,还讨论了二次涡环在绕主涡环外缘向后翻转过程中的演变过程及其对主涡核的影响。当n=4.0时,得到射流域内桶形激波长度与马赫盘直径分别为24mm与0.84mm,与经验公式的计算结果相符。     

燃气自由射流的正格式数值模拟

采用二阶正格式方法对复杂燃气自由射流进行了数值模拟。将二维守恒方程的正格式方法发展到轴对称Euler方程组的求解,并对不同欠膨胀压力比下的燃气射流进行了数值计算。计算结果表明,该方法能够较好捕捉到波胞、滑移线、射流边界以及三波点等复杂射流流场波系结构,与实验照片反映的流动特征及高精度、高分辨率的三阶间断有限元方法的计算结果吻合较好,马赫盘位置与理论预估值和实验测量结果误差较小。证明该方法对激波具有较强的捕捉能力,为此类流动的数值研究提供了一种新手段。     

超临界燃油喷射特性受喷嘴长径比影响的实验研究

为研究喷嘴构型对超临界燃油喷射特性的影响,采用阴影显微成像系统对超临界RP-3航空煤油喷射到大气环境中的射流特征进行了实验研究,重点分析了喷嘴长径比对喷射扩张角、冷凝长度射流近场激波结构的影响。研究结果表明,超临界燃油喷射时,在喷嘴出口处存在截断激波和马赫盘等激波结构,马赫盘下游会出现工质的冷凝现象,并发现随着喷嘴长径比的增大,射流的喷射扩张角增大且其最大增幅达12.7%,而冷凝长度、马赫盘直径和马赫盘距离均减小,最大降幅分别为15.6%,56.1%和30.4%。     

欠膨胀椭圆射流的流动结构

为了探讨超声速欠膨胀椭圆射流的流动特征,采用大涡模拟（LES）方法与高精度混合格式对出口压力比N分别为14、24、40的欠膨胀椭圆射流流场结构进行数值模拟。结果清晰描述了欠膨胀椭圆射流的三维(3 D)结构特征与发展规律,并分析了因喷嘴方位曲率不一致而导致长轴与短轴平面上激波结构出现差异的原因。另外,结果还发现:当N为24时,短轴平面上射流域内的激波结构已由正规反射转变为马赫反射,但长轴平面上仍维持正规反射,而当N为40时,长轴与短轴平面上的激波结构均为马赫反射结构,由此可知喷嘴方位曲率变化越平缓,马赫反射形成所需的出口压力比越大。