变化热斜冲波解析解

首次推导了变比热斜冲波的基本公式及共衍生形式，分别就求解转角、波角、最大尖劈角、最小马赫数等典型问题，拟就解法及双精度计算机程序，一一作出例题，进入了变化热斜冲波园地。可以预见到的深入研究问题不少，尚待进一步探索。     

马赫数3到7的变比热正冲波的改进解析解及近似解

作者提出的变比热正冲波改进解析解,延伸用于马赫数从3到7情况,求出过冲波后全部气动参数,按马赫数间隔为1列表给出。并附列定比热结果误差。同时提出了只取初温到终温平均比热的单比热比k_(12)近似解,平行列出结果及误差。     

改进的变比热正冲波解析解

本文推导出不牵动总温的变比热正冲波解析解全套公式,并作了算例,说明改进解析解比原解析解合理、准确、而且简明迅速,所以是先进的。     

直接求解变比热斜冲波接体最大尖劈角与最小马赫数

由于按强弱两波角接近的方法收敛精度不高，进一步导出直接求解变比热斜冲波接体最大尖劈角与最小马赫数的公式及解法，并用双精度计算机程序作出例题，得出由最大失劈角可反求出原给定马赫数为最小马赫数的满意结果。同时也给出相应定比热ｋ＝１．４结果的百分误差。     

马赫数3到7的变化比热正冲波的改进解析解及近似解

作者提出的变化热正冲波改进解析解，延伸用于马赫数从３到７情况，求出过冲波后全部气动参数，接马赫数间隔为１列表给出。并附列定比热结果误差。同时提出了只取初温到终温平均比热比ｋ１２近似解，平行列出结果及误差。     

一种新型的变比热气动函数

 本文给出了一种新型变比热气动函数。新型变比热气动函数的公式形式与定比热气动函数的公式形式十分接近,计算十分简便,并可以利用气动函数表将变比热问题的计算简化到接近于定比热问题的情况。新型变比热气动函数是求解变比热热力过程的一种十分有效的新方法。     

平行混合的变比热准确解与次准确解

在变比热平行混合计算中，一般多以近似等比热比ｋ处理。变比热气动函数式的推导，提出了解此问题的有力工具。本文较详细地介绍了五ｋ准确解及三ｋ次准确解，证明次准确解足够近似，而定比热解则误差很大。     

多级涡轮S2流面的变比热气动热力计算方法

针对在多级涡轮流道中沿流动方向燃气温度变化较大这一特点，为了准确反映出温度变化对气动热力计算结果的影响，提出了一种考虑变比热影响的Ｓ２流面的气动热力计算方法。该方法摒弃了传统的定比热气动热力计算公式和由温度、密度确定压力的求解顺序，而是根据导出的变比热计算压力的关系式求解压力，然后用温度和压力计算密度。计算结果显示出本文的算法较传统的未能充分考虑变比热影响的气动热力计算方法可以改善多级涡轮联算时的计算准确度。     

以气流马赫数为自变量的新型变比热气动函数

本文给出了以马赫数为自变量的新型变比热气动函数,并对现有的求解变比热热力过程的五类方法,即热力学法、两种常规的和两种新型的变比热气动函数法进行了比较。研究结果表明,在这五类方法中,采用以马赫数为自变量的新型变比热气动函数最为简便。     

变比热容对射流推力矢量喷管内流场影响的数值模拟

利用时间推进的有限体积法求解二维雷诺平均Navier-Stokes(N-S)方程,分别在变比热容和定比热容的情况下研究了射流推力矢量喷管的内流性能,并对两种情况下计算结果进行了比较.结果表明,与定比热容情况相比,工质为变比热容的燃气时,喷管内部由二次流产生的斜激波位置向喷管下游移动,回流区减小,喷管的推力矢量角和推力系数减小,温度越高,两种方法的计算结果相差越大.因此,在采用计算流体力学(computational fluidic dynamic,简称CFD)方法研究射流推力矢量喷管内流场性能时应该考虑变比热的影响.      

斜激波总压损失率极小值理论解与物理意义

以法向马赫数作为激波强度表征量,对斜激波关系式进行重新推导,得到了穿过激波总压损失率极小值的理论解。控制方程表达式为激波角对物面角的线性函数。依据斜激波总压损失率极小值解析公式,首先,绘制了针对超声速流总压损失率应用的楔形角-激波角-马赫数的斜激波效率图。其次,通过生成斜激波三维总压损失率等值线图,呈现了总压损失率在楔形角-激波角-特征马赫数空间上的分布规律。此外,利用斜激波效率图,揭示了等总压损失率条件下马赫数与激波角的对称双解现象。     

Non-Fourier heat conduction analysis of a 2-D plate with inner cracks at arbitrary direction angles

This paper investigates the problem of a 2-D plate containing internal cracks at arbitrary angles to the heating surface under thermal shock. The finite difference method is applied to solve the temperature distribution and a difference scheme of the oblique crack is developed. For the first time, a non-Fourier heat transfer analysis method of a 2-D plate with inner cracks at arbitrary direction angles is established. Specifically, for a strip with an inner crack paralleling to the surface,numer...     

吸气式飞行器进气道唇口三维激波/激波干扰

对吸气式飞行器进气道唇口处三维曲面激波/弓形激波干扰流场进行数值模拟,利用典型三维气动干扰试验对采用的数值计算方法进行验证。利用拼接网格技术及逆距离加权插值方法获得入口处流场的非守恒变量,作为激波干扰研究的入口边界条件。数值模拟表明,唇口处激波干扰流动的三维效应十分显著,曲面激波与弓形激波产生斜交,尽管唇口前缘半径很小,但Edney提出的6类激波干扰类型可能沿唇口展向方向同时存在;第Ⅲ和Ⅳ类激波/激波干扰的诱导使得唇口热流分布异常严酷;激波相交处形成斜向“伤疤”状局部高热流条带,峰值热流达到参考热流的4~6倍,可能引起唇口结构的局部烧蚀或破坏。      

流向涡与斜激波相互作用的试验研究和数值模拟

为研究流向涡与斜激波相互作用在超声速燃烧中的应用,进行了由翼产生的流向涡与楔块产生的二维斜激波相互作用的燃烧室冷流试验研究.在不同激波强度下,纹影仪捕捉到了强、中、弱不同的涡/波作用现象.仿真与试验结果符合得较好.试验结果表明:对马赫数为2.3流场,在翼攻角10°时,能产生强流向涡,此工况下,锲角越大,涡/波作用越强.仿真结果表明:马赫数对涡/波作用影响较大,总压影响不明显,总温可影响亚声速回流区的尺寸.      

A theoretical method for solving shock relations coupled with chemical equilibrium and its applications

In this study, a theoretical method is proposed to solve shock relations coupled with chemical equilibrium. Not only shock waves in dissociated flows but also detonation waves in combustive mixtures can be solved. The global iterative solving process is specially designed to mimic the physical and chemical process in reactive shock waves to ensure good stability and fast convergence in the proposed method. Within each global step, the single-variable equations of normal and oblique shock relatio...     

突跃型与平滑型斜爆震波起爆机制数值模拟

采用带有化学反应的Euler方程,对突跃型与平滑型2种形态的斜爆震波(ODW)在起爆机制和结构特点等方面的差异进行了研究.结果表明:斜激波(OSW)后是否存在亚声速区是判定斜爆震形态的依据.当波后火焰抬升斜激波面使得亚声速区存在时,横向激波与三波点结构就会出现并形成突跃型斜爆震.当波后所有区域皆为超声速区时,波后火焰燃烧无法影响到上游激波面,则会形成平滑型斜爆震.通过斜激波关系式给出了横向激波形成所需的临界斜激波角度,只有当斜激波角度大于此临界角度时才能形成突跃型斜爆震波,反之则形成平滑型斜爆震波.      

预混超声速气流斜激波诱导脱体爆轰研究

为了研究高静温预混超声速气流中爆轰的机理问题,利用自主设计的连续式加热器来产生马赫数为2.6,静温大于700 K的氢/空气预混超声速气流,并采用高速纹影技术来观测斜激波诱导脱体爆轰的直接起爆和发展的动态过程.研究表明,实验得到的起爆前斜激波和起爆后脱体爆轰波的角度与理论分析结果非常一致.并发现由激波诱导爆燃向激波诱导脱体爆轰的转变过程非常快;而且对于当前初温较高当量比较低的混合物,会出现爆轰波突然熄灭与重新起爆的现象.当前研究为爆轰燃烧在高超声速推进中的应用提供了重要参考.      

Stagnation temperature effect on the conical shock with application for air

The aim of this work is to realize a new numerical program based on the development of a mathematical model allowing determining the parameters of the supersonic flow through a conical shock under hypothesis at high temperature, in the context of correcting the perfect gas model. In this case, the specific heat at constant pressure does not remain constant and varies with the increase of temperature. The stagnation temperature becomes an important parameter in the calculation. The mathematical model is presented by the numerical resolution of a system of first-order nonlinear differential equations with three coupled unknowns for initial conditions. The numerical resolution is made by adapting the higher order Runge Kutta method. The parameters through the conical shock can be determined by considering a new model of an oblique shock at high temperature. All isentropic parameters of after the shock flow depend on the deviation of the flow from the transverse direction. The comparison of the results is done with the perfect gas model for low stagnation temperatures, upstream Mach number and cone deviation angle. A calculation of the error is made between our high temperature model and the perfect gas model. The application is made for air.