一种超声速射流计算方法与实验验证

高温射流流场计算是尾焰辐射目标特性计算的前提,然而由于缺少可靠实验数据,针对湍流超声速射流的数值模拟多集中于低温射流,高温射流计算与实验的对比工作还很少见。利用k-ωSST双方程湍流模型,模拟了多个典型超声速射流实验的流场速度与温度分布,通过与实验结果进行对比,建立了一种超声速射流计算方法。首先,通过对比多个低温射流的实验与计算结果,探索了湍流模型中可压缩修正以及来流湍动粘性比对超声速射流计算结果的影响;进而,针对火箭发动机尾焰实验,计算尾焰流场与流场红外辐射,流场辐射计算结果与实验观测结果符合较好,进一步验证了计算方法。最终认为经过可压缩修正的k-ωSST双方程湍流模型结合湍动粘性比取值30可以作为超声射流计算中较为典型的湍流计算方法。     

超声速横侧射流燃烧中可压缩性影响的数值研究

为了研究湍流的可压缩性效应对超声速燃烧的影响,对复杂的超声速横侧射流氢气/空气燃烧流场进行了数值模拟。采用修正的k-ε湍流模型(包括膨胀可压缩性和激波不稳定性两部分修正),考虑H2/Air详细化学反应机理(GRI-Mech2.11机理,10组分,28基元反应)。结果表明,可压缩性修正k-ε湍流模型能够预测复杂的超声速横侧射流流场结构。可压缩性使流体分离增强,湍流混合受到抑制,从而显著影响了超声速燃烧过程,数值模拟中需要考虑可压缩性效应的影响。     

DPIV技术在超声速自由涡气动窗口研究中的应用

超声速自由旋涡气动窗口是利用超声速自由旋涡射流来密封高能激光器低压的激光腔，了解气动窗口的流场结构对提高其气动性能和光学性能是非常重要的。本文采用纳米材料作为示踪粒子，开发了超声速流场的DPIV测试技术，并应用于超声速自由旋涡气动窗口的流动显示和测量。测量的最大流场马赫数为4．21，得到了气动窗口的启动过程和剪切层非线性快速增长的流动图画，获得了超声速自由旋涡射流及其诱导流动的速度场。     

超声速冷态流场液体射流雾化实验研究

采用全息诊断和高速纹影,对不同来流总压、来流马赫数、喷孔直径和喷射压力等条件下超声速冷态流场液体射流雾化进行了研究。初步了解了超声速流场中液体射流的雾化过程和机理,得到了射流的Weber数和Oh数等雾化参数,比较了不同条件下射流穿透高度的差异,得到了液滴平均直径和数量密度的空间分布。研究表明：射流表面不稳定波的增长是超声速流场中射流破碎的主要原因;射流与气流的动量通量比和喷孔直径影响射流穿透高度,动量通量比和喷孔直径增加都会增加穿透高度;实验中液体射流的雾化过程非常迅速,在喷嘴下游20mm处,直径0.5mm的射流就破碎成平均直径10μm左右的液滴群,随着液滴向下游运动,平均直径逐渐减小,平均直径和数量密度分布逐渐均匀。     

飞秒激光电子激发标记测速方法及其在超声速射流中的试验验证

为了研究飞秒激光电子激发标记测速方法在超声速流场中的适用性,利用该技术进行了超声速速度场的测量与二维轴向速度场重建的研究。将飞秒激光激发流场空气中的氮气分子作为示踪分子,示踪分子随流场移动并发出荧光,通过测量示踪分子所发出的荧光信号在固定时间内的位移来进行测速。运用该技术研究了轴对称的超声速自由射流的速度场分布情况,获得了超声速射流的轴向速度变化和不同高度速度的一维分布,在此基础上重建了超声速射流的二维轴向速度场,并给出了速度测量误差。     

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     

超声速自由旋涡气动窗口的气动光学特性计算与分析

笔者讨论了超声速自由旋涡气动窗口的气动结构，对设计的超声速自由旋涡气动窗口射流流场及超声速自由旋涡气动窗口的光学性能进行了分析研究。研究了自由涡射流对透射激光产生的气动透镜效应，给出了计算结果。     

超声速冲击射流的PIV实验研究

冲击射流广泛应用于短距、垂直起降飞行器（SVTOL）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，笔者采用PIV（粒子图像测速）技术对超声速冲击射流的流场结构和涡结构进行了深入研究。实验发现在不同的冲击工况下，冲击射流流场结构呈轴对称和螺旋结构，其瞬时流场的主涡结构也有类似特征，脉动流场在瞬时流场主涡结构的基础上会附加与主涡旋转方向相反的次涡结构，在对称和螺旋两种模态下，由于涡结构的影响，冲击射流的近壁速度存在较强的脉动。     

超声速横向射流三维流场结构特征

为了研究超声速燃烧室内燃料与空气快速掺混过程的流场特性，基于可压缩Navier-Stokes方程，采用大涡模拟方法和高精度WENO-TCD混合格式对来流马赫数为2.68，喷压比为36的超声速横向射流流场结构进行数值研究。数值结果清晰描述了超声速主流与横向射流相互作用过程的流场结构特征，得到了三维激波形态的演变规律以及它们在强化混合过程中的作用。另外，因桶形激波背风面低压区处的斜压效应，射流气体在桶形激波背风面形成一对螺旋向上的反向涡对，反向涡对的卷吸作用诱导进入壁面边界层的主流向上运动，形成冲击射流。冲击射流以v=557m/s的法向速度向上冲击桶形激波背风面，因而在桶形激波背风面留下类三角锥面凹痕。     

脉冲能量沉积对超声速射流/激波相互作用掺混的控制研究

为探究超声速射流掺混增强的有效控制方法,基于二维非稳态雷诺平均Navier-Stokes方程,研究了脉冲能量沉积对超声速射流与斜激波相互作用后增强掺混的控制机理和规律。宽度为5 mm的低密度平面射流同向完全膨胀射入马赫数为2.5的主流中,并与20°压缩斜面所产生的斜激波相互作用。在流场中引入脉冲能量沉积对射流掺混进行控制,并考虑射流马赫数、射流长度、能量沉积位置及激励频率对掺混效果的影响。对比激励流场与基础流场,结果表明:脉冲能量沉积的加入诱导射流形成大尺度涡结构,显著提高射流的掺混效果;能量沉积位置对于不同马赫数射流的掺混增强具有不同的控制效果;激励前后射流宽度的对比表明,脉冲能量沉积的无量纲激励频率在0.22附近时,可使得射流的掺混效果最佳。     

超声速底部喷流干扰流场数值模拟

数值模拟了不同马赫数,不同喷流压比下的轴对称超声速底部喷流干扰流场,采用LU隐式算法进行数值求解并引入了Baldwin-Lomax代数湍流模型.采用分区网格将弹身与底部区域合为一个整体进行计算,得到了清晰的流场结构和弹体表面及底部的压力分布,并与试验结果进行了比较.数值模拟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, 喷流对底压分布有明显影响,进而对轴向力系数影响显著.     

超声速喷流混合流场大涡模拟

以光学窗口外冷喷流为研究背景,采用大涡模拟方法对后台阶外形切向喷流混合流场进行了研究。数值方法基于隐式亚格子模型,采用高精度WENO格式进行空间离散,并通过超声速平面混合层流动对数值方法进行了考核验证。喷流混合流场计算模型与试验一致,来流和喷流马赫数分别为3.4和2.5。数值模拟清晰地捕捉到了流场波系以及混合剪切层、壁面边界层等典型流场结构,并精细预测了混合层发生失稳、转捩及发展为充分发展湍流的时空发展过程。数值模拟得到的湍流大尺度结构的位置和形态与实验图像一致。通过对瞬时流场、统计平均流场和脉动参数的分析,揭示了流场结构特征及其时空演化规律,并获得了流场密度脉动特性。      

超声速气流中横向射流雾化实验和数值模拟

为了对超声速气流中的横向射流雾化过程进行研究,在直连式实验台上进行了超声速气流中的横向射流雾化实验,并对实验工况进行了数值模拟.超声速来流的马赫数为2,实验喷雾的动压比范围为1.～11.7,实验工质为水.采用纹影法对射流雾化过程进行了拍摄,得到了有雾化的超声速流场结构和穿透深度拟合公式.同时采用欧拉-拉格朗日两相流计算方法对实验工况进行了数值模拟,雾化模型采用了一种新型K-H(Kelvin-Helmholtz)和R-T(Rayleigh-Taylor)混合模型,数值模拟与实验结果符合较好.      

底排装置空腔干扰下的火箭燃气流场数值模拟

从二维轴对称Euler方程出发,应用隐式有限体积TVD格式和分区技术数值模拟来流马赫数Ma=2 0,攻角α=0°时超声速绕流与底排装置空腔内的火箭燃气流相互干扰的复杂流场,计算得到了清晰的流场波系结构,包括底排装置空腔中的激波,火箭燃气流在底排装置空腔外底部与外来绕流作用后形成的相交激波、反射激波等,其结果可为底排火箭复合增程弹丸的结构设计和气动特性研究提供理论依据。     

超音速来流中侧向喷流干扰流场的数值模拟

通过求解三维可压缩N S方程组,对尖锥/圆柱组合体模型在超音速绕流中的侧向喷流干扰流场进行了模拟,数值方法采用有限体积法,差分格式采用NND格式。分析了干扰流场的结构,研究了干扰效应对气动性能的影响,得到来流Ma∞=3 3和4 5时力放大因子和干扰力矩系数随攻角变化的规律,计算结果与实验一致。     

电阻加热器在超音速燃烧研究中的应用

超音速燃烧室试验设备需要加热空气达到所模拟的飞行状态的总焓,采用电阻加热器可以提供纯净的来流空气。西北工业大学建立了采用连续式电阻加热器的超音速燃烧室直连式试验平台。设备的初步调试结果显示：该电阻加热器最高可将流量0.73kg/s的来流空气加热至1000K,可以利用该平台进行低飞行马赫数的超音速燃烧室试验研究。本文利用该试验平台进行了超音速来流条件下的氢气燃烧试验研究,并在此基础上开展了氢气引燃煤油的点火试验研究。     

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。     

柯恩达效应对涡轮叶栅气动性能及流场的影响

以某实际燃气轮机涡轮进口导向器叶栅为研究对象,在出口为高亚声速及超声速条件下,对具有不同柯恩达表面的环量控制叶栅进行二维数值模拟,通过对比分析叶栅的气动性能和流场细节,探讨了柯恩达效应在涡轮叶栅中的作用机理.结果表明:当叶栅出口马赫数为0.60时,射流对主流有很好的携带作用,损失小于原型叶栅;叶栅出口马赫数增加到0.85时,射流仍有较强的携带主流折转的能力;当叶栅出口为超声速时,在初始阶段小曲率的柯恩达表面上,由于激波的作用,射流向流道中心折转并提前脱离壁面,初始阶段大曲率的柯恩达表面射流附壁较好,但由于叶片吸力面与射流口之间圆角的作用,射流与主流掺混不理想.      

引气在超声进气道中的研究现状及应用探讨

激波/附面层干扰现象的存在严重影响超声进气道的气动性能和稳定工作范围。经过50多年的研究和实践,引气作为主动控制的有效方式,现已广泛用于超声进气道的流动控制。从附面层控制引气和稳定性控制引气两个方面对引气在超声进气道中的研究应用进行了回顾。阐述并总结了引气对激波/附面层干扰的控制机理及其对超声进气道流动稳定性的影响,展望了高超声速进气道中引气技术的发展趋势。     

煤油在超声速气流中非定常横向喷射的实验观察

本文目的是研究煤油在超声速气流中非定常横向喷射问题,并与静止和亚声速气流中的结果进行对比。改造普通油嘴并采用单次高压燃油喷射系统,得到不同延时的流场阴影照片。结果表明：在超声速气流中,射流柱破碎是由迎风面的表面波引起的,破碎点位于表面波的波谷。雾化过程过分四个区域。射流激波由近射流柱的迎风面,并在人壁反射,非定常喷射的波系演化复杂。煤油在亚声速气流中喷射,不存在射流激波,破碎点沿射流柱上移,穿透深