行星际空间MHD模拟激波跃变关系分析

分析了模拟得到的可以传播到1AU以远的日地空间磁流体力学激波与Rankine-Hugnoniot跃变关系的符合程度．通过对模拟激波的结构及其在传播过程中的演化进行的分析，提出了模拟激波的定位方法；基于所提出的定位方法，利用向长青提出的确定MHD激波局地参数的方法计算了模拟得到的激波与Rankine-Hugnoniot跃变关系的偏差．结果表明在激波传播到100Rs以后，激波对中前向快激波与Rankine-Hugnoniot关系的符合达到很高的程度，相对误差在10^-2数量级以内；并且在激波传播到150 Rs以后，相对误差在10^-3数量级以内．这个结果说明文中所使用的有限差分数值格式能较好地模拟激波．     

LENS风洞试验返回器模型气动热特性模拟

国家数值风洞高超声速流动模拟软件HyFLOW的研制对打破国外同类软件的技术壁垒具有重要意义。与国外DPLR软件进行了对比研究，同时系统介绍了HyFLOW软件求解器的数值方法、物理化学模型以及壁面催化特性计算模型等主要方法，采用典型算例对有限催化模型进行了数值验证，最后基于LENS风洞试验146 mm返回器标模外形开展了高超声速气动热特性数值模拟。研究结果表明，HyFLOW软件在高超声速热化学非平衡流动模拟与评估方面的气动力计算精度高，与国外同类软件DPLR相当，同时其壁面催化条件下的气动热计算精度可靠，可信度高。     

气液针栓式喷注器液膜破碎过程和结构的数值研究

为了更好地认识针栓式喷注器雾化场的结构，基于网格自适应加密技术以及VOF (volume of fraction)方法追踪气液的分界面，采用realizable k-ε湍流模型模拟整个流动过程，还原了不同时刻气/液撞击的初次破碎过程，数值模拟结果与高速摄影试验结果定性定量对比均吻合较好，验证了数值方法的准确性。进一步对针栓式喷注器气/液撞击的初次破碎过程、内部流场涡结构、速度场进行分析，研究了初次破碎雾化的动力学过程和机理。研究结果表明：液桥的形成主要是由液洞的扩展和拉伸、合并而形成，而液滴主要是由中心液膜拉伸、液丝断裂以及液桥断裂而形成，液膜破碎阶段形成的涡结构是造成液膜断裂的主要原因。     

基于自适应网格的超声速液体射流破碎过程研究

为研究超声速气流中液体横向射流的破碎过程,采用脉冲背景光方法和VOF方法开展了实验和数值研究。为提高液体横向射流中气液界面和气流场特征捕捉的精确性,采用自适应网格技术对于气液界面、激波出现位置进行网格细化,计算得到了较为精细的气液界面、激波特征及涡系结构。研究结果表明:在低成本仿真模拟条件下,利用自适应网格计算得到的射流轨迹和轮廓与实验吻合较好,射流轨迹的最大误差为10%;射流初始段在超声速气流条件下,仍然存在一段高度约为1.9倍喷孔直径且圆柱形态保持较好的连续光滑液柱。随着喷注压降的升高,液柱的长度逐渐增大;主流气体流经液柱发生三维绕流,在射流附近和近壁面区域形成不断演化的反转涡对,反转涡对的形成加速了液体射流一次破碎过程。     

展向振荡对激波/湍流边界层干扰的影响

周期振荡作为一种有效的壁面流动控制手段受到广泛关注,而其对激波/湍流边界层干扰的影响目前鲜有研究。本文采用高精度直接数值模拟（DNS）方法对马赫数2.9、12°激波入射角、强振荡下的激波/湍流边界层干扰进行了系统研究。通过与无振荡工况的定量比较,揭示了展向强振荡对干扰区内复杂流动结构的影响规律及作用机制,如分离泡尺度、物面压力脉动非定常特性、物面剪切的非定常特性及统计特征等。研究发现：在展向强振荡作用下,分离点位置提前,间歇区长度增大;同时由于分离泡内强黏性耗散的影响,展向振荡的穿透高度约为分离泡高度的4%,因而对流动结构不会产生实质影响。但展向强振荡会对壁面附近流动造成显著影响,如强振荡诱导的壁面展向速度远大于流向速度,造成流向剪切与展向剪切之间夹角的概率密度函数峰值从0°偏移到80°~90°之间。物面压力及剪切本征正交分解分析表明,展向振荡会导致模态能量从低阶模态向高阶模态转移,降低低频运动的能量占比,增强再附后Görtler涡等壁面附近旋涡结构的强度。     

超声速膨胀角入射激波/湍流边界层干扰直接数值模拟

为了揭示膨胀效应对激波/湍流边界层干扰区内复杂流动现象的影响规律,采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9、30°激波角的入射激波与10°膨胀角湍流边界层相互作用问题进行了数值研究。系统地探讨了激波入射点分别位于膨胀角上游、膨胀角角点和膨胀角下游3种工况下膨胀角干扰区内若干基本流动现象,如分离泡、物面压力脉动及激波非定常运动、湍流边界层统计特性和相干结构动力学过程等。结果表明,激波入射点流向位置改变对分离区流向和法向尺度的影响显著,尤其是当激波入射点位于角点及其下游区域。研究发现,膨胀角干扰区内物面压力脉动强度急剧减小,分离区内压力波向下游传播速度将降低而在膨胀区内将升高,膨胀效应极大地抑制了分离激波的低频振荡运动。相较于入射激波与平板湍流边界层干扰,入射激波流向位置改变对膨胀角再附区速度剖面对数区及尾迹区影响显著,将导致其内层结构参数升高而外层降低,近壁区内将呈现远离一组元湍流状态的趋势。此外,流向速度脉动场本征正交分解分析指出,主模态空间结构集中在分离激波及剪切层根部附近而高阶模态以边界层内小尺度正负交替脉动结构为主。低阶重构流场结果表明,前者对应为分离泡低频膨胀/收缩过程而后者表征为分离泡高频脉动。     

膨胀效应对激波/湍流边界层干扰的影响

采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9,30°激波角的入射激波与膨胀角湍流边界层干扰问题进行了数值研究。入射激波在壁面上的名义入射点固定在膨胀角角点,膨胀角角度分别取为0°、2°、5°和10°。通过改变膨胀角角度,考察了膨胀效应对干扰区内复杂流动现象的影响规律和作用机制,如分离泡、物面压力脉动特性、膨胀区湍流边界层和物面剪切应力脉动场等。研究发现,膨胀角角度的增大使得分离区流向长度和法向高度急剧降低,尤其是在强膨胀效应下分离泡形态呈现整体往下游偏移的双峰结构。物面压力脉动功率谱结果表明,膨胀角为2°和5°时,分离激波的非定常运动仍表征为大尺度低频振荡,而膨胀角为10°,强膨胀效应极大地抑制了分离激波的低频振荡,加速了下游再附边界层物面压力脉动的恢复过程。膨胀区湍流边界层雷诺剪切应力各象限事件贡献和出现概率呈现逐步恢复到上游湍流边界层的趋势,Görtler-like流向涡结构展向和法向尺度变化剧烈,同时在近壁区将诱导生成大量小尺度流向涡。此外,物面剪切应力脉动场的本征正交分解分析指出,膨胀效应的影响体现在低阶模态能量的急剧降低从而使得高阶模态的总体贡献相对升高。     

超声速气流与反向射流的混合

在不同的反向射流喷射角度条件下,对反向射流混合加热方案的混合效果进行了实验研究。采用空气和氢气燃烧混合物作为超声速载气流,常温下的空气作为反向射流。将混合前后流场的温度分布作为衡量载气流与反向射流混合效果的标志。实验结果表明:混合均匀度随混合距离的增加而提高;反向射流的喷射角度在40°角附近时混合均匀度最佳;增大反向射流初始压力可有效提高反向射流与载气流的流量比,从而提高混合效率。     

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.      

基于激波控制的流体推力矢量喷管试验

以二元收扩喷管为对象,开展了基于二次流喷射的流体推力矢量技术研究。基于试验研究,得到了不同喷管落压比、不同的二次流总压比和不同的二次流喷射角度多种工况下的喷管上下壁面中心线压力分布规律以及喷管壁面油流分布图。通过对不同工况下参数变化规律分析,给出了基于二次流喷射的流体推力矢量喷管的主次流气动参数及几何参数对流体推力矢量喷管流场结构和性能影响的关联关系。从试验和分析结果可以看出,喷管落压比、二次流总压比和二次流喷射角度等喷管的主次流气动几何参数对基于流体推力矢量喷管参数变化有明显的影响。