冲击射流的PIV实验研究

利用PIV技术对出口内径为10mm的冲击射流进行了不同距离(2d、3d、6d、8d)，不同压比(1．2、1．5、1．8、2．0、2．3、2．8)下的实验研究。通过实验分析和图像处理等手段对冲击射流的流场分布、涡结构进行了适当的总结。发现了一些新的现象和规律。为今后更深入地研究提供了依据。     

表面微纳结构对气-水界面稳定性和流动减阻的影响

利用压力-流量测量和流动显示方法研究了6种具有不同微纳结构尺寸的超疏水表面的减阻效果以及表面微结构形状对气-水界面稳定性的影响。实验结果表明:设计的各种超疏水表面在层流和湍流下均具有一定的减阻效果；在相同的固体面积分数情况下，微结构间距越小，减阻效果越好；在具有最小结构间距的微纳二级结构表面上实现了最大减阻率（38.6±4.5）%。流动显示观测发现:减阻率与微结构的层级、尺寸、形貌及槽道流态有关，它们均对气-水界面稳定性有一定的影响，揭示了复合微纳结构之所以能够显著提升减阻效果，是由于添加纳米二级结构减小了原有表面的固体面积分数，并提高了气-水界面的稳定性。此外，对于具有双内凹（伞状）微结构表面的微槽道，即使表面为亲水材料，也可以有效捕捉气体，形成稳定的气-水界面，从而实现超疏水性能。     

时间依赖边界条件在亚声速自由射流数值模拟中的应用

对亚声速自由射流进行数值模拟时，无法预先给定远场边界和无反射入流边界上的速度值。以往采用的黎曼不变量在自由边界上给定无反射条件的处理方法，只给出了这些边界法线方向上的一维特征关系。时间依赖边界条件是一种高精度的边界处理方法，可以很方便地处理计算中遇到的各种边界，广泛地应用于DNS中。我们将这种边界条件用于定常流动的计算中，计算了出口马赫数为0．4和0．7的轴对称自由射流，获得了与实验结果吻合的数值模拟结果。     

微喷管内声速点位置及临界压比

为提高微型空间推进器和微型气体涡轮机等微型器件的性能,利用有限体积法求解二维可压缩N-S方程模拟了扩张比为1.7的收缩-扩张微喷管内部的流场结构和温度分布,研究了尺度效应对微喷管内部流场结构的影响,计算中微喷管的喉部宽度为1～200μm.数值结果表明：在扩张比和进出口压力相同的条件下,微喷管出口马赫数随着微喷管尺度的减小而减小.微喷管内首次出现声速点的位置随着喷管尺度的缩小从喷管喉部逐渐移向喷管出口,临界压比值随着喷管尺度的减小而减小.     

高速冲击射流流场特性与噪声机理的研究

利用纹影方法和高速摄影得到了高速冲击射流在不同压比下的流场结构，发现在马赫盘出现之前，冲击射流的流场是整体振荡的；而马赫盘出现之后，冲击射流的流场振荡局限于马赫盘与冲击平板之间，且此时离散频率的冲击单音也明显减弱甚至消失，这意味着马赫盘的形成可一定程度地抑止反馈环的形成。     

超声速欠膨胀冲击射流的数值模拟

利用有限体积法对轴对称可压缩的N－S方程进行离散，对喷嘴的超声速垂直冲击射流进行了数值模拟，网格的划分采用非结构性网络，得到详细的波系结构，激波形状和位置与实验相吻俣，大压比下，壁面上冲击中心区域压力相对低，分布较平坦，压力最大点所在位置偏离中心冲击点，并且在近壁处有回流。     

三维亚声速冲击射流流场的数值模拟

利用有限体积法对三维可压缩的N－S方程进行离散，对喷嘴的亚声速垂直冲击射流和斜冲击射流进行了数值模拟。网络的划分采用非结构性网络，湍流模型为RNGκ-ε湍流模型，在近壁处采用壁面函数进行修正，流场计算结果与实验值吻合一致。计算可得到垂直冲击流场结构的三个区域：自由射流、滞止区和壁面射流区域，并显示出垂直冲击点附近区域的卷吸回流、速度分布。冲击射流近壁处存在着回流现象，由于边界层流动和近壁回流引起距离固壁2D内的速度梯度变化较大。斜冲击在近壁处平行壁面速度的最大值，以及壁面上的总压最大值都偏离冲击点，并且相对应。     

应用S-A模型的自由射流和冲击射流数值模拟

为探索轴对称射流准确的数值模拟方法，根据可压缩的轴对称N-S方程，利用二阶精度的有限体积法对轴对称的自由射流和垂直冲击射流进行数值模拟。结果表明采用Spalart-Allmaras湍流模型，可很好描述射流流动。收缩喷嘴射流计算应从出口上游的内流开始，而不能在出口截面上给定声速条件。计算结果与实验吻合较好，所获得的喷嘴内外部流场的流动状况以及冲击射流参数分布，可用于优化喷嘴内部结构设计。     

高速冲击射流流场特性与噪声机理的研究

利用纹影方法和高速摄影得到了高速冲击射流在不同压比下的流场结构,发现在马赫盘出现之前,冲击射流的流场是整体振荡的;而马赫盘出现之后,冲击射流的流场振荡局限于马赫盘与冲击平板之间,且此时离散频率的冲击单音也明显减弱甚至消失,这意味着马赫盘的形成可一定程度地抑止反馈环的形成。     

高速冲击射流中的涡结构和冲击单音

冲击射流广泛应用于短距、垂直起降飞行器（STOVL）等航空航天领域，然而却伴随着流场与噪声等诸多方面的问题，需要深入研究其流动特性和噪声机理，特别是二者之间的关联。采用PIV（粒子图像测速）技术对高速冲击射流的流场结构和涡结构进行深入研究，探讨流场与声场的相关性，发现冲击单音的存在与否及强弱与涡结构的存在与否及强弱大小相对应，且冲击单音随压比、冲击距离、喷嘴唇厚等参数变化的规律也与涡结构与这些因素的变化规律相一致，因此涡结构和冲击单音具有很强的相关性；并且螺旋模态与对称模态对应不同频率的冲击单音，在同一工况下可能存在两种流动模态共存的情况，此时冲击单音也具有多频率特性。因此抑制大尺度涡结构的发展是降低冲击单音的重要环节，可为冲击射流的降噪研究奠定涡声理论基础。