弹尾超声速轴对称喷流的正格式数值模拟(英文)

采用二阶正格式方法对超声速轴对称喷流流动进行数值模拟。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,并对导弹尾部超声速伴随射流进行了数值计算。数值结果与实验照片所反映的流动特征吻合较好,与三阶精度间断有限元方法计算结果吻合,相比于二阶高分辨率TVD格式的计算结果,正格式方法的计算结果在间断点处具有较大的梯度变化。这表明该方法对激波具有较强的捕捉能力,在间断处不会出现数值振荡,对弹尾声音速伴随射流的数值模拟真实、有效。     

三维典型超声速燃烧室流场数值模拟

超声速燃烧是实现以吸气式冲压发动机为动力进行高超声速飞行的关键技术之一.本文对三维超声速燃烧室流场进行了基于有限体积方法的并行数值模拟,还对JPNal三维典型超声速燃烧室内的激波诱导燃烧流场进行了数值模拟.控制方程为三维多组元带燃烧反应模型的Euler方程,空间离散采用二阶精度VanLeer迎风通量分裂格式,时间推进为考虑了化学反应特征时间的5步Runge-Kutta方法,燃烧反应为氢气/空气十反应模型.为提高计算效率,采用了基于区域分裂技术的并行计算.最后对比分析了单、双气态氢气喷流对燃烧室内流场结构及燃烧特性的影响.     

爆炸波与超声速运动物体相互作用的数值研究

针对在弹道靶及爆炸波装置上完成的实验,用数值方法来研究在比热为常数和层流情况下爆炸波与超声速飞行物体的相互作用.为了准确模拟爆炸波,首先通过有限体积法求解轴对称N-S方程计算了爆炸波流场,分析比较了数值干涉图和实验干涉图以及数值计算和实验得到的三个截面的密度分布曲线.其次以获得的轴对称流场为爆炸波初场,采用重叠网格技术,通过有限体积法求解三维层流N-S方程数值计算了在比热为常值和层流情况下爆炸波与超声速飞行物体的相互作用,得到了数值干涉图并与实验得到的干涉图进行了比较,分析了爆炸波对飞行物体表面压力的影响.     

三维高超声速底部喷流干扰流场数值模拟与试验研究

通过数值模拟和风洞试验两种手段对来流马赫数M∞=4、喷流压比Pj/P∞=156.8、不同迎角下的三维高超声速底部喷流干扰流场进行了研究.研究结果表明超声速底部喷流干扰流场结构复杂,有、无喷流时底部流场有很大不同,对气动力系数影响显著;在大喷流压比情况下,喷流干扰使导弹纵向气动力系数下降、压心前移.最后,对数值模拟与风洞试验在结果上的差异进行了分析.     

激波(爆炸波)与物体相互作用的数值模拟(英)

给出了在二维和三维条件下激波（爆炸波）与物体相互作用的一些典型计算结果,概括总结了激波管中实验的有效性,提出了改进数值方法（包括差分格式,网格系统）,发展三维光学定量可视化技术和进一步研究非定常湍流的建议     

喷管间距及偏角对超声速喷流噪声特性影响研究

为研究喷管间距、喷管偏角对超声速喷流噪声特性的影响,设计了超声速喷流噪声试验系统,对不同喷管间距、不同喷管偏角下喷流噪声进行了分析.实验结果表明,超声速喷流噪声具有很强的指向性,随着测点与喷流轴向夹角从30度增加到150度,噪声声压级峰值从132.4dB下降到110.0dB,峰值频率基本不变,随着喷管间距的从25mm增...     

超声速来流中的支板辅助喷注掺混特性研究

采用Reynolds-averaged Navier–Stokes（RANS）数值方法研究了马赫数2.95超声速横向来流中的支板辅助燃料喷注掺混特性。在射流与横向来流动量比7.7工况下进行了数值模拟,并与无支板的普通壁面喷注工况进行对比。研究结果表明:产生于支板前缘的诱导激波被观测到汇聚于分离激波,在支板辅助喷注工况下,反转旋涡对（CVP）结构更多,边界层内燃料扩散速度更快、射流穿透更深,最终体现为在未增大流动压力损失的前提下,支板极大地提升了燃料混合效率。此外,还阐述了支板对燃料–空气混合增强的作用机理。     

运动激波和旋涡相互作用的实验观察

本文介绍了平面运动激波和单个旋涡二维相互作用的实验。实验在方截面激波管中进行,实验中拍摄了激波和旋涡相互作用全过程的纹影照片。实验结果发现,运动激波通过涡核时发生激烈变形并在波后流场中产生圆柱形声波。     

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。     

不同进口马赫数下超声速燃烧流场特性研究

对有无楔板超燃冲压发动机模型内横向氢气喷流超声速燃烧流场进行了数值模拟,分析了进口马赫数对超声速燃烧流场特性及特征参数分布的影响特性。采用有限体积法求解多组元Navier-Stokes(N-S)方程,对不同进口马赫数下的燃烧流场进行了数值模拟,细致对比了流场激波结构、喷流穿透深度、燃烧阵面,燃烧效率及总压恢复系数等参数随进口条件的变化特征。结果表明:无论是否存在楔板结构,喷口后流场压强均随着进口马赫数的增加而减小,并且随进口马赫数的增加,氢气喷流穿透深度减小,楔板对喷流穿透深度基本无影响。较无楔板结构而言,设置楔板结构可以缓解燃烧室内流场对马赫数变化的敏感度,使燃烧更为稳定。在同一进口马赫数条件下,楔板布局有明显的促燃作用及激波点火效果,在一定程度上可增加此类发动机工作的马赫数范围,但以总压恢复系数略微降低为代价。     

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。     

双燃式(超燃)冲压发动机中激波与边界层之间相互作用对内部流动的影响

在激波风洞中研究了激波与边界层之间相互作用对双燃式（超燃）冲压发动机进气道和燃烧室冷态内部流场的影响,实验发现在进气道中,激波与边界层之间的相互作用产生了两侧均为超声速流的滑移面。实验结果表明内涵道（亚燃室）中流动状态的变化与激波－边界层之间相互作用密切相关。     

基于彩色纹影的Edney Ⅳ型激波相互作用研究

发展了一种高分辨率和灵敏度的彩色纹影技术,研究高超声速条件下Edney Ⅳ型激波相互作用.解决了制作彩色滤光片的关键技术,采用特制的彩色滤光片代替了传统纹影系统中的刀口,高速彩色相机曝光时间60μs,帧频6242fps.将光源限制在0.5mm×20mm的狭缝内以提高系统灵敏度.实验在马赫数为5的激波风洞内进行,Edney Ⅳ型激波相互作用由15°斜劈和20mm直径钝头体产生,来流静压和静温分别为1800Pa和100K.数值模拟采用迎风格式求解三维RANS方程.实验得到了清晰的彩色纹影照片,细致地呈现了Edney Ⅳ型激波相互作用的波系结构和马赫数为1.2的超声速射流.数值计算与实验结果很好地吻合,共同揭示了Edney Ⅳ型激波相互作用机制和钝头体表面局部高压区域的形成原因.     

侧向喷流干扰工程估算模型研究

喷流的直接力控制适用于全速域和全空域,具有响应快、效率高等特点,是控制飞行器飞行的有效手段之一。喷流与飞行器流场的相互干扰十分复杂,准确地获得喷流干扰气动力非常困难。笔者调研了国内外大量的喷流实验和局部凸起物干扰的分离流动实验,利用二维平板及轴对称凸起物绕流的分离特性,初步建立了计算喷流干扰的工程模型。该模型可计算喷流穿透高度、分离区长度、二维分离区边界、分离区平台压力系数,并可对分离特性进行三维修正。利用这一模型,笔者进行了某飞行器的超声速喷流的气动干扰特性计算,并与数值计算结果进行了比较。     

超声速进气道激波串及脉动压力分布特征

超声速进气道正常工作时,超声速来流经过斜激波与正激波的减速增压作用转变成亚音速气流,在这个过程里,通常伴随着边界层分离以及激波等复杂的流动现象。当达到一定的条件时,在进气道内会形成激波串结构,并形成一定强度的脉动压力载荷。本文基于雷诺平均N-S方程法(RANS),模拟了某超声速进气道非定常复杂流动,通过数值模拟捕捉到了该超声速进气道内收缩段流场的激波串结构,获得了进气道下壁面脉动压力载荷沿此进气道纵向的分布规律,为超声速进气道的载荷与环境分析提供了技术支撑。     

近轴对称内收缩流场中的激波干扰

针对高超声速三维内转式进气道中的复杂曲面激波干扰问题,提炼出不同来流迎角下的内收缩直锥流场,采用激波风洞实验观测结合数值模拟的方法,高效揭示小幅偏离轴对称状态时,内收缩直锥流场中的激波汇聚效应及干扰机理。结果表明:在轴对称情况下,即使内收缩直锥的前缘压缩角很小,由于汇聚效应,激波逐渐增强,在轴线上必然发生马赫反射并形成马赫盘,继而终止了激波的进一步汇聚增强;而在来流有迎角情况下,流场小幅度偏离轴对称后,表现出复杂的三维特征;沿流向迎风侧激波的汇聚增强比背风侧更快,在对称面上迎风侧和背风侧激波干扰的位置偏离轴线,并且可以发生规则反射;在对称面发生规则反射的情况下,激波反射后局部能够达到的压力比发生马赫反射的情况下马赫盘后的压力更高;随着内收缩直锥前缘压缩角的增大,对称面上发生规则反射时的临界迎角也呈现增大趋势。     

跨声速空腔剪切层动态特征传播特性研究

开式空腔流动发生时,剪切层内旋涡运动与腔内前传声波相互作用,引发空腔自持振荡现象。针对长深比为7的开式空腔,采用脉动压力测试技术,在Ma=0.9来流条件下开展腔内剪切层动态特征试验研究,通过频谱分析和互相关分析,揭示剪切层动态特征发展机制和模态噪声传播规律。结果表明：剪切层内单调增大的宽频噪声和类余弦分布的模态噪声相互叠加,使剪切层整体动态特征呈波浪上升发展;模态噪声逆流向上行传播,其速度同样呈类余弦分布,变化趋势与模态噪声幅值保持一致。结合Rossiter模态预估理论发现：同频率的上行模态声波与下行旋涡相互作用,产生了类驻波现象,导致模态噪声功率谱密度和传播速度沿流向周期性变化。     

Roe格式在多组元燃烧流场数值模拟中的应用

对Roe通量分裂格式进行了详细讨论,并将其推广应用到基于非结构网格的高超声速多组元燃烧流场的数值模拟中。控制方程采用三维多组元Euler方程,重点针对Roe格式开展研究;考虑到燃烧流场求解过程中出现的刚性问题,对化学反应源项采用点隐式方法处理。对超声速条件下钝头体激波诱导燃烧流场进行了数值模拟,比较分析了3种经典化学动力学模型对流场结构的影响,获得与数值模拟、试验数据相符的结果。结果表明发展的方法可以用于多组元燃烧流场的数值分析,且化学动力学模型的选取直接影响激波诱导燃烧流场中诱导区厚度。     

矩形隔离段内激波串结构及其影响因素分析

隔离段是超燃冲压发动机的重要组成部分,主要作用是隔绝燃烧与进气道的相互干扰。隔离段中存在的复杂流动现象一直是人们研究和关注的重点。利用三维数值模拟方法对矩形隔离段激波串特性影响因素进行了研究,主要分析了不同来流马赫数、单侧和对称扩张角以及壁面凹腔等因素影响下的激波串特性。结果表明:在高来流马赫数条件下,隔离段内激波串长度变短,隔离段抗反压能力增强,总压损失增大;在单侧和对称扩张隔离段内的激波串结构存在差异,且隔离段后的流场总压损失与扩张形式无关;隔离段添加壁面凹腔后,在不同反压下会出现2种模态（亚临界凹腔模态和超临界凹腔模态）,2种模态下隔离段内激波串结构及流场参数特性有所不同,超临界凹腔模态下隔离段抗反压能力下降,总压损失增大。本文的研究结果可为隔离段和燃烧室设计及试验提供参考。     

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。