有关建立波动方程的教学法的探讨

在教科书中,建立波动方程总是以时间参量做为主要参量。然而,在波动的描述中,相位才是最重要的概念。本文以相位为主要参量,讨论波动方程的建立。     

RANS/LES在超声速突起物绕流中的应用研究

安装在超声速/高超声速飞行器表面的突起物如机翼、控制舵等通常会导致复杂的激波/边界层干扰,对突起物的局部气动特性甚至飞行器整体的气动特性产生较大的扰动.在采用计算流体力学(CFD)数值模拟此类问题时,传统的求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程方法由于不能准确预测湍流脉动流场并且精度有限,在应用上受到一定的限制.本文在研究B-L (Baldwin-Lomax)内层模型和Smagorinsky亚格子模型优缺点的基础上,提出了一种新型的RANS/LES(Large Eddy Simulation)混合模型,并进行了算例验证,证实了该方法的可行性.在此基础上,对火箭表面突起物的干扰流场进行了数值模拟研究,细致地刻画了突起物附近的激波/边界层干扰、剪切层失稳和底部分离涡形成的非定常过程,获得了突起物及火箭表面上的压力脉动历程并进行了频谱分析.研究发现,相对于突起物底部的非定常分离流动,突起物前缘的激波和边界层相互干扰的非定常过程是突起物周围压力脉动的主导因素,这种高频的压力脉动可能对火箭内设备的正常工作产生不利的影响.     

基于超声波测距汽车倒车防撞雷达研究

通过声音或更直观的显示告知驾驶员周围障碍物的位置情况,帮助驾驶员扫除视野的死角和视线模糊的缺陷。介绍了一种低成本、高精度、微型化,并有数字显示和声光报警功能的倒车雷达,该倒车雷达根据超声波测距原理研制,采用温度补偿技术、开机自检技术和优化的软硬件技术,将测得的结果送至数码管显示,进行三级声光报警。使驾驶员做到心里有数,提高了泊车和倒车时的安全和效率。     

高超声速激波/边界层干扰流动数值模拟研究

在基于Roe格式的全Navier-Stokes方程计算流体力学(CFD)代码中,发展了一种局部熵修正方法,克服了传统熵修正方法在边界层流动模拟中耗散过大的缺点,可用于更加准确的模拟激波/边界层干扰的复杂高超声速流动。对典型高超声速双锥边界层分离与激波干扰的复杂流动进行了模拟,研究了网格密度和熵修正方法耗散性对计算结果的影响。研究表明:高超声速双锥边界层分离与激波干扰流动的数值模拟结果对网格具有很强的敏感性,过稀的网格将产生严重的分离流动预测偏差;低耗散性的局部熵修正方法能更加准确地模拟复杂的高超声速激波与边界层分离流动干扰现象。     

热激励在超声速进气道内对激波诱导的边界层分离的控制机理

通过数值模拟的方法研究了马赫5的超声速进气道内,热激励对激波/边界层相互作用的控制机理。研究了热激励器放热功率(E)、热激励器展向放置数目(N)和热激励器到控制激波的距离(S)三个参数在超声速进气道内激波控制和边界层分离改善中的表现。分别针对以下四种条件进行了数值模拟:1)E=2k W、N=2、S=0.02m;2)E=3k W、N=2、S=0.02m;3)E=2k W、N=3、S=0.02m;4)E=2k W、N=2、S=0m。分析发现:在以上四种条件下,均可观察到热激励在控制激波和改善激波诱导边界层分离上有着显著的效果。热激励器的放热功率对激波的控制效果有着明显的影响,在本文所考虑的热激励能量范围内,放热功率越大,原激波角的改变越大,最终分离区的改变越明显;展向放置的热激励器数目N影响着输入到流场的能量密度,并且N越大,壁面附近的激波面越趋于平面。尽管N对上壁面沿展向的压力分布无明显影响,但对上壁面分离区大小有明显的影响;对比条件1和4下的计算结果,发现S=0.02m可以得到很好的控制效果,而S=0m时流场结构几乎没有变化,这就表明热激励器必须放置在控制激波上游的一定距离处才会有预期的效果。     

Interaction of single-pulse laser energy with bow shock in hypersonic flow

Pressure sensing and schlieren imaging with high resolution and sensitivity are applied to the study of the interaction of single-pulse laser energy with bow shock at Mach 5. An Nd:YAG laser operated at 1.06 lm, 100 mJ pulse energy is used to break down the hypersonic flow in a shock tunnel. Three-dimensional Navier–Stokes equations are solved with an upwind scheme to simulate the interaction. The pressure at the stagnation point on the blunt body is measured and calculated to examine the pressure variation during the interaction. Schlieren imaging is used in conjunction with the calculated density gradients to examine the process of the interaction. The results show that the experimental pressure at the stagnation point on the blunt body and schlieren imaging fit well with the simulation. The pressure at the stagnation point on the blunt body will increase when the transmission shock approaches the blunt body and decrease with the formation of the rarefied wave. Bow shock is deformed during the interaction. Quasi-stationary waves are formed by high rate laser energy deposition to control the bow shock. The pressure and temperature at the stagnation point on the blunt body and the wave drag are reduced to 50%, 75% and 81% respectively according to the simulation. Schlieren imaging has provided important information for the investigation of the mechanism of the interaction.     

多管脉冲爆震发动机压力反传特性试验与数值研究

为了研究多管脉冲爆震发动机的压力反传特性,采用数值模拟和试验相结合的方法对四管爆震室的压力反传特性进行研究,测量了四管爆震室同时点火和分时点火这两种工作模式下的压力反传规律,利用数值模拟对四管爆震室共用进气道进行研究,分析了共用进气道长度以及在共用进气道内加装分流板对压力反传的影响。试验结果表明,四管爆震室同时工作时,共用进气道产生一道很强的压力扰动波,其峰值压力接近0.12MPa;四管爆震室分时工作时,共用进气道在一个循环内出现四次压力扰动,但扰动波的峰值压力较小。数值模拟的结果表明,在两种工作模式下,爆震室产生的反传压力使发动机入口产生高速倒流,四管分时工作时倒流的速度较小。随着共用进气道的长度增大,反传压力的峰值降低,但发动机入口处仍然存在倒流现象,倒流的速度随着共用进气道的长度增大而减小。共用进气道内加装分流板对反传压力的峰值并没有削弱作用。     

框架结构模态分析的行波方法

基于空间框架结构的行波动力学模型，给出获取结构模态参数的一个新方法，将由一维波导组装成的框架结构的振动作为弹性波研究。弹性波在波导上传播，在结点处反射和散射。结构的模态特性在结构呈自由振动状态时得以体现，据此建立一个关于结构内行波的特征值总理问题，并由此求得结构的固有频率及振型。文中还给出了与有限元方法结果的比较。     

柔性梁行波端子匹配控制法

本文推导了行波端子匹配公式，导出了将端子挠度、转角反馈给控制力、力矩作动器以使端子反射波能量最小的控制补偿器。     

多站连续波雷达的测速定轨方法及应用

本文较详细地介绍了多站连续波跟踪雷达的测速定轨方法，指出了传统测速定轨方法的缺点所在，提出了测速样条函数定轨方法，并应用该方法对弹道测量数据进行了计算处理。理论分析和实际计算表明：该方法精度高，在靶场数据处理中有广泛的应用价值。