统一分区加强解算法解物体穿越激波非定常流场

使用统一分区加强解算法求解非定常可压缩Navier-Stokes方程，模拟了物体分别以超音速和亚声速穿越与之同向运动激波的全过程，并且通过和单区计算结果的详细对比，说明统一分区加强解算法能够简便、有效的处理复杂几何外形和提高网格分辨率。     

涡旋式等离子体反应器流场的试验研究

本文给出了用激光多普勒测速仪（ＬＤＡ）测量涡旋式电弧等离子体化学反应器流场的实验研究结果。实验表明：这类等离子体反应器中，旋流切向速度分量和轴向速度分量径向分布划分成近轴，过渡和近壁区。喷入电弧等离子体射流对等离子体反应器流场的影响区域是近轴区，对过渡区和近壁区没有影响。提高旋流强度，轴向载面上旋流的两个速度分量轻向分布分别呈相似的分布形式，等离子体反应器呈层流流动状态。     

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     

FREQUENCY LOCK—IN PHENOMENON OF FLAPPING MOTION WITH SURFACE WATER WAVE

To study the effect of a progressive surface wave on the flapping motion of a vertical turbulent plane jet in shallow water,the laser visualizations and measurements were carried out in a water tank.The images of visualization by laser-induced fluorescence(LIF)technique show that the jet flapping motion occurs in the wave environ-ment.Using the wave height gauge and laser Doppler velocimetry(LDV) ,experimental results show that the jet flapping motions indeed lock-in to the wave oscillations if the wave frequency is close to but lower than the nature frequency of jet flapping motion.The phenomenon does not occur when the wave frequency is above the nature frequency of jet flapping motion.     

影响振荡射流分离控制效果的关键因素

为找出影响振荡射流对流场分离控制效果的关键因素,采用典型振荡射流激励器对偏转襟翼流场施加控制,通过数值模拟分析施加控制后的流场特点,总结了射流停滞的原因和影响;并对比不同扩张段、脉冲式和扫掠式振荡射流的控制效果,总结了射流扫掠范围对控制效果的影响。结果表明：射流向流场中传递动量的均匀程度和扫掠范围是影响控制效果的关键因素。射流向流场中传递动量越均匀,扫掠范围越大,则控制效果越好。激励器喉道过小会抑制射流偏转,使射流在出口两侧停滞,导致射流向流场中传递动量不均匀,因此偏转襟翼两侧的控制效果好于中部;增大扩张段会增大射流扫掠范围从而改善控制效果;脉冲式激励器内的尖劈会阻挡射流扫掠至其后方,导致射流扫掠范围小,偏转襟翼中部控制效果差。     

扩压叶栅叶尖非定常流动的涡动力学机理

为了揭示压气机叶尖区旋涡结构与流动非定常性之间的关联，采用URANS对一亚声速平面扩压叶栅在不同攻角下的流场进行了求解，并借助Q判据提取了叶尖瞬态涡系结构。结果表明：泄漏涡的破碎现象能够通过诱导新的涡结构间接作用于相邻通道的叶尖流动，是导致叶尖流场失稳的关键因素。在-0.3°和+0.7°攻角下，叶尖泄漏涡发生了螺旋破碎，并伴随有非定常诱导涡的出现，诱导涡对相邻叶片载荷的影响使得叶尖泄漏涡发生周期性摆动；在+1.7°攻角下，泄漏涡破碎会导致反流涡的形成，反流涡的输运会给叶片载荷和来流攻角带来非定常扰动，反过来又会作用于泄漏涡的破碎和反流涡的生成，最终表现为一种自维持的非定常流动现象。     

亚声速飞机阻力源及减阻措施研究

为了降低亚声速飞机的阻力,提升运行的经济性,选择某一典型亚声速飞机为研究对象,分析了其阻力产生的原因及分类,提出了针对不同阻力源的减阻措施。数值研究结果表明,通过在机身后体加装涡流发生器能够减小摩擦阻力;加装侧鳍能够显著减小压差阻力,改善大迎角性能;使用拐折式翼梢小翼能够进一步减小诱导阻力。     

凝胶推进剂模拟液撞击雾化特性研究

为了寻求凝胶推进剂雾化机理、提高其雾化效果,开展幂律流体双股圆柱射流撞击的理论和实验研究。首先推导了幂律型流体射流撞击形成液膜的理论模型,在其中引入粘性力和能量损失。进而通过设计凝胶模拟液射流撞击实验,使用高速摄像机拍摄图像的方法进行了相关的实验研究,以验证理论的正确性。在此基础上,对撞击角度、射流速度分布及液体部分物性参数对液膜形状、厚度及速度分布的影响进行了分析,得到了相关参数的影响规律。研究结果表明,射流撞击角、速度型、液体表面张力系数、流变特性等均对液膜特性有明显影响,且流体本身的物理性质对撞击形成的液膜的影响更甚。     

火箭发动机超声速过膨胀射流气动噪声特性研究

采用大涡模拟LES方法计算了火箭发动机超声速过膨胀射流形态及近场声压分布,研究了入口温度与环境温度的比值(温度比)对声场的影响;将声源分解,基于Ffowcs Williams-Hawkings (FW-H)方程获取了不同位置噪声源的远场噪声,并根据声压级频谱和湍流形态分析了超声速射流噪声的产生机理。研究表明,超声速过膨胀射流气动噪声由湍流混合噪声和宽频激波噪声组成,近场噪声源以马赫波形式向大方位角辐射中高频噪声,下游大尺度湍流向低方位角范围辐射低频噪声,声压级峰值频率随观测角度增大而升高;随温度比升高,马赫波辐射角度增大,噪声指向性发生改变。该研究可为运载火箭发动机地面试车或火箭发射段声学环境设计提供参考。