高超声速分离-再附流动峰值热流的模型理论

具有大尺度分离区的高超声速分离-再附流动中会在再附点后产生极大的热流峰值.通过分析再附点后局部区域的流动和传热特征,提出了斜驻点-三层结构模型理论框架.继而将此理论框架应用于中低Reynolds数的高超声速压缩拐角流动,提出了其再附点局域流动的外缘参数的工程求解方案,给出了对应的峰值热流值,并与数值计算结果做了对比验证...     

磷光热图技术在常规高超声速风洞热环境实验中的应用

通过采取快速插入、建立同步采集系统等措施,在中国航天空气动力技术研究院FD-07常规高超声速风洞建立了磷光热图技术,并成功地获得了平板三角翼模型表面热流分布.基于实验结果,初步分析了来流Reynolds数等参数对三角翼表面热流分布的影响.结果表明,三角翼外形中心线处转捩靠后,两侧转捩靠前,且随着来流Reynolds数的增加,转捩位置进一步前移.总的来说,磷光热图技术能够直观地显示流动转捩发生的位置以及转捩后湍流区的形状,为高超声速飞行器热防护设计提供了一种新的技术途径.      

超声速层流/湍流压缩拐角流动结构的实验研究

在Ma=3.0的超声速风洞中, 分别对上游边界层为超声速层流和湍流, 压缩角度为25°和28°的压缩拐角流动进行了实验研究. 采用纳米粒子示踪平面激光散射(NPLS)技术获得了流场整体和局部区域的精细结构, 边界层、剪切层、分离激波、回流区和再附激波等典型结构清晰可见, 测量了超声速层流压缩拐角壁面的压力系数. 从时间平均的流场结构中测量出分离激波、再附激波的角度和再附后重新发展的边界层的增长情况, 通过分析时间相关的流场NPLS图像, 可以发现流场结构随时间的演化特性. 实验结果表明: 在25°的压缩角度下, 超声速层流压缩拐角流动发生了典型的分离, 边界层迅速增长失稳转捩, 并引起一道诱导激波, 流场中出现了K-H涡、剪切层和微弱压缩波结构, 而超声速湍流压缩拐角流动没有出现分离, 湍流边界层始终表现为附着状态; 在28° 的压缩角度下, 超声速层流压缩拐角流动进一步分离, 回流区范围明显扩大, 诱导激波、分离激波向上游移动, 再附激波向下游移动, 分离区流动结构复杂, 相比之下, 超声速湍流压缩拐角流动的回流区范围明显较小, 边界层增长缓慢, 流场中没有出现诱导激波、K-H涡和压缩波, 流动分离区域的结构也相对简单, 但分离激波的强度则明显更强. 关键词： 压缩拐角 层流 湍流 流动结构     

圆管内液态铅铋合金强制对流换热特性研究

圆管内液态铅铋合金的强制对流换热特性研究对加速器驱动的次临界核能系统的发展具有重要意义。运用大涡模拟方法,对恒热流密度条件下三维圆管内液态铅铋合金强制对流换热特性进行了数值计算,对比发现模拟结果和实验数据及关联式吻合良好。对比了不同入口速度条件下流场的速度和温度分布、传热Nu数、无量纲时均温度、无量纲均方根温度和湍流涡分布等,进一步分析了不同雷诺数对圆管内液态铅铋合金强制对流换热特性的影响规律。在恒热流密度条件下,随着Re数的增加,液态铅铋合金的Nu数逐渐增大,圆管不同截面的温差逐渐减小,湍流涡分布增多,提高Re数能够增强液态铅铋合金的传热性能。     

低速二维后向台阶流动中的壁面压强脉动

为了能排除三维结构对涡脱和剪切层旋涡的影响，使用实验方法研究了一个小展高比（AR=0.125）的后向台阶流动.该实验台类似纯二维的Hele-Shaw Cell.流动被局限在两个平行且距离为5 mm的有机玻璃板之间.台阶高度H为40 mm，扩张比2:3.在台阶下游中央沿流动方向安装16个麦克风组成的传感器阵列采集壁面脉动压强.来流速度U₀在9~26 m/s之间连续可调.通过计算脉动压强分布、频谱，不同位置的相关性和相干性系数，发现并分析流动存在一个临界Reynolds数.流场在临界Reynolds数前后存在明显不同的流动特征.实验结果表明在低Reynolds数下依然存在剪切层的低频摆动；当Reynolds数大于临界Reynolds数时，分离后流动由涡结构传播的特性主导.      

高超声速圆锥边界层转捩实验研究

在高超声速静音风洞内, 通过基于纳米粒子示踪的平面激光散射(nano-tracer-based planar laser scattering, NPLS)技术、高频压力传感器和温敏漆(temperature sensitive paints, TSP)技术开展了0°攻角条件下7°直圆锥高超声速边界层转捩相关实验研究, 得到了圆锥边界层由层流发展至湍流完整过程的NPLS图像, 清晰地展示了第2模态波的"绳状"结构, 尖锥与钝锥边界层的NPLS结果表明尖锥边界层转捩中第2模态波占主导, 而钝锥边界层在转捩前出现波长约为第2模态波波长5倍(甚至更长)、特征频率不高于31 kHz的狭长涡结构; 采用功率谱密度(power spectrum density, PSD)分析、互相关和N值计算对高频脉动压力数据进行分析, 得到了边界层内扰动波的发展规律, 在尖锥和钝锥中均观察到了沿流向第2模态波幅值先增大后减小、特征频率逐渐降低, 低频成分逐渐增加, 表明边界层发展过程中第2模态率先发展达到饱和, 而后逐渐衰减, 而低频模态则逐渐发展; 通过TSP技术得到了不同单位Reynolds数下的圆锥表面温升分布, 结果表明, 随单位Reynolds数增大, 边界层转捩阵面前移.      

高超声速飞行器复杂外形转捩预测

采用k-ω-γ转捩模式对某新型飞行器外形的典型流动特征和边界层失稳特性进行了分析.研究结果表明,横流是影响飞行器大面积转捩的主要因素.随着高度增加,来流Reynolds数减小,迎风面和背风面的转捩起始位置均向下游移动.随着攻角增加,头部附近背风面的展向压力梯度增大,横流效应增强,转捩起始位置向上游移动;另一方面攻角增加导致头部激波增强,波后迎风面密度显著增大,边界层外缘Reynolds数增大,导致迎风面转捩提前发生.0°攻角下背风面中心线附近由压缩面诱导的流动分离导致转捩提前,产生"凸"字型转捩型线,5°攻角时该流动分离发生于转捩之后,"凸"字型转捩型线消失.      

类Apollo返回舱外形肩部热流的数值影响因素分析

预测类Apollo返回舱外形在高焓来流下的气动热特性,研究网格Reynolds数、壁面温度、多种化学反应模型以及限制器对预测热流的影响.采用ESI-CFD-FASTRAN软件作为数值模拟平台,使用基于温度梯度及分子扩散效应的热流模型;空间离散采用Roe-FDS格式,时间推进采用点隐式;采用等温壁面条件.数值计算表明:（1）热流在返回舱头部驻点处达到一个极值,沿着壁面热流不断下降,经过返回舱肩部热流有突越上升;（2）满足网格Reynolds数小于10的网格获得的热流较为准确;（3）使用Gupta模型计算得到的热流与Park85模型得到的类似,但是获得的热流分布类似;（4）采用湍流模型获得的头部肩部热流结果与层流结果相同;（5）二阶minmod限制器实现了高阶格式,其计算得到的热流结果在肩部略高,但是整体分布略低于不带限制器的格式.因此,在计算中采用满足网格Reynolds数壁面网格,采用带限制器的高阶格式计算获得的热流分布更加准确;由于头部热流主要贡献并非来源于湍流,因此对于肩部热流采用层流模型足够准确.      

超声速湍流边界层湍流统计与湍流结构分析

可压缩边界层转捩问题与湍流问题一直是制约高超声速飞行器发展的关键基础问题,也是近年来流体力学领域研究的热点问题.采用直接数值模拟方法,获得了空间发展的Ma=2.25超声速湍流边界层流场,通过对湍流边界层的发展状态进行评估,得出有效的Reynolds数Re_θ范围约为2 600~4 600.对壁面摩阻系数开展了分解,获得了各分量的占比,对充分发展的湍流边界层进行1阶和高阶统计分析,包括形状因子、壁面律、平坦因子与偏斜因子、Reynolds应力、脉动涡量等,得到了剪切Reynolds数与动量Reynolds数之间的关系式,分析了湍流边界层壁面律的分层特性,发现湍流的间歇特性主要分布在y+ < 30的区域,并且法向速度脉动的间歇性远高于另外两者,3个方向上的Reynolds应力分布和涡量分布都存在较大差异.通过两点相关性分析和Lagrange涡结构,对近壁区湍流结构进行了分析,包括流向平面和展向平面,发现流向脉动速度的相关区域流向尺度较长,呈现狭长的特性,并且流向平面的相关系数与壁面存在一定的夹角;而在边界层外层,流向速度脉动相关区域的流向尺度变短而展向尺度增加,呈现宽胖型.研究结果进一步加深了对超声速湍流边界层的认识,为下一步湍流边界层的流动控制奠定了基础.      

基于涡流发生器的风洞试验段附面层控制数值模拟

沿试验段侧壁发展的附面层是影响飞行器半模型实验数据精准度的主要因素之一.利用数值模拟方法验证了涡流发生器减小附面层影响的可行性,重点分析了安装角度、结构尺寸、安装位置及个数等设计参数对附面层内速度分布的影响规律,对涡流发生器尾涡强度以及沿流向的发展规律进行了初步探讨.结果表明,涡流发生器产生的尾涡能够有效改善附面层内的速度分布,进而减小附面层厚度,降低附面层影响;涡流发生器的后缘应略高于当地附面层厚度,安装角度、位置、个数等参数必须合理设计以减小涡流发生器对试验段主气流的影响.基于计算结果初步设计了可用于2.4 m跨声速风洞半模试验段的涡流发生器,在亚声速范围内能够减小模型区侧壁附面层厚度66%左右,对核心流Mach数影响小于0.003,为涡流发生器的实际应用提供了依据.      

超临界二氧化碳在突扩管中对流换热的流动特性研究

对流动分岔后的超临界二氧化碳在平面对称突扩管中进行强迫对流换热进行了数值模拟,研究了热流密度在流体发生流动分岔现象后流动特性的影响。计算结果表明:随着热流密度的增加,临界雷诺数和转换雷诺数减小,流动稳定性遭到削弱;对应于相同的雷诺数,由于流动分岔引起的不对称压力分布随着热流密度的增加对应于突扩管上、下半部有不同变化规律,这使得对应回流区的大小分别减小和增大。     

压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性分析

用大涡模拟方法对Mach数3.0下的压缩拐角激波/湍流边界层干扰问题进行数值研究.对拐角上游平板区域边界层转捩及湍流进行模拟,设定平板区域长度,使得转捩过程于平板区域发生并充分完成,从而在拐角处产生激波/湍流边界层相互干扰,研究激波/湍流边界层的作用机理.研究表明:流场能够在非定常扰动激励下迅速转捩,并于平板区发展为完全湍流;湍流边界层与激波相互作用过程中,拐角附近分离区较层流情况明显减小;展向不同区域分离区大小差异较大,局部区域分离现象消失.     

用Lattice Boltzmann方法模拟1/4圆腔内的定常层流运动

分析格子Boltzmann方法中二阶精度的曲线边界处理方法.应用格子Boltzmann方法及其边界处理方法模拟1/4圆腔内的定常层流运动,引入流线图和等涡线图分析流场随Re数的变化.并且发现当Re数在10~100区间内变化时,随着Re数的增大,顺时针旋转流场的涡心位置偏离x轴的角度逐渐减小,而逆时针旋转流场的涡心位置偏离x轴的角度却越来越大.     

边条翼后掠角对钝头细长旋成体非对称流动的影响

为探究大迎角时边条翼前缘后掠角对钝头细长旋成体导弹绕流特性的影响,开展了模型表面测压和粒子图像测速的风洞实验,研究了亚临界Reynolds数Re=150000、迎角α=50°条件下不同前缘后掠角固定边条翼的钝头细长旋成体非对称绕流特性.结果表明,在边条翼上游区,后掠角增大使边条涡涡位更靠近前体物面且对称性更好,导致前体...     

非均匀输入图像对基于细菌视紫红质膜的新事物滤波器输出特性的数值模拟

研究了基于细菌视紫红质(bR)膜的新事物滤波器的非均匀输入图像对输出图像特性的影响.与具有均匀光强分布的输入图像相比，在正弦分布的输入图像情况下，输出图像的光强分布不再呈现单调变化，而是出现两个峰值，其中间有较小的光强.bR膜的M态寿命和物体运动速度对输出图像上蓝光光强的分布有一定影响.M态寿命越大，透过的蓝光光强越小，减小的幅度是随着M态寿命的增加而减小，当M态寿命τ>50s时，减小的幅度几乎为零.在相同的入射光情况下，对于输出图像的相同位置，输入图像的运动速度越大，其输出的蓝光光强越大. 关键词： 细菌视紫红质膜 新事物滤波器 非均匀输入图像 输出特性     

平面射流场中纳米颗粒的成核与凝并

采用大涡模拟和直接积分矩方法,数值模拟了在Reynolds数为8300的平面射流中,水蒸气（相对湿度φ=70%）和硫酸蒸气（质量分数为5×10^-6）二元体系中纳米颗粒的成核与凝并,详细分析了颗粒数密度、体积密度和平均粒径的分布.计算结果表明.射流场混合动量厚度的增长和实验结果一致;射流场的拟序结构导致了涡核中心处硫酸蒸气浓度的明显减小,而纳米颗粒数密度则明显增加;拟序结构的出现导致颗粒碰撞概率增大,提高了颗粒凝并效率;在颗粒数密度较大的涡核中心,颗粒成核作用增强,从而加 关键词： 纳米颗粒 成核 凝并 平面射流     

基于蒙特卡罗模拟的散射介质中后向光散射模型及分析应用

构建了内光源模型探讨散射介质中的光散射现象,利用蒙特卡罗方法研究了逃逸出组织的后向散射光子数随光子在组织内部发生的散射次数的分布关系,探讨了光源照明方式、辐射强度、接收方式、调制等参数的变化对后向散射的影响,结果表明后向散射光子的数量随散射次数的分布并非简单的单调递增或递减,而是一条先增大后减小出现峰值的曲线. 峰值位置、峰值大小及曲线形状与光源、探测方式、组织光学特性参数等有关. 关键词： 医用光学与生物技术 散射介质 后向散射 蒙特卡罗模拟     

超声速气膜气动光学效应与Reynolds数相互关系实验研究

目前,随着相关项目研究的不断推进,如何在高Reynolds数下研究其对气动光学效应的影响成为重要命题.通过设计变Reynolds数气动光学效应实验平台,模拟的单位Reynolds数可以在7.2×106~2.2×108 m-1范围内变化.搭建的基于背景纹影（background oriented schlieren,BOS）的波前测试系统可以达到6 ns的时间分辨率.此系统测量的平凸透镜波前结果表明:实验测量结果与理论计算结果的误差在±4%以内.通过测量9种不同Reynolds数下的超声速气膜瞬态波前数据,分析结果表明:在高Reynolds数条件下,Reynolds数对于超声速气膜气动光学效应的影响比较明显,通过对实验数据进行函数拟合发现OPD_rms∝Re0.88,与推导结果OPD_rms∝Re0.9十分接近;利用小波分析方法研究了高Reynolds数条件下气动光学效应沿流向的分布特征,发现OPD_rms的低频部分（信号的主体）先降低后升高,但是高频部分的震荡幅度先升后降.分析认为OPD_rms的低频部分主要受到流场整体结构的影响,而高频部分更多地受到涡的空间分布影响.      

压缩相干态通过参量图像放大系统的光学像

取压缩相干态作为参量图像放大系统的输入像，研究了输出光学像的性质.结果表明：参量 图像放大系统能够控制输出光学像的压缩度和压缩方向，即压缩度的增加与减小和压缩方向 的改变决定于参量图像放大系统的参数选择. 关键词： 参量图像放大系统 压缩相干态 压缩度 压缩方向角     

模拟的对流边界层光学湍流的特征尺度分析

边界层作为地面与自由大气的过渡带对人类活动影响很大。边界层湍流结构尤其是夹卷层的湍流特征,是边界层研究的一个重要方面,这对于加深对边界层的认识以及研究边界层参数化具有十分重要的意义。由于边界层上部位置较高,难以进行精细结构观测。在室内对流水槽(150cm×150cm×60cm)中模拟了大气对流边界层的发生发展。将准直光通过模拟对流边界层得到光斑图像数据。利用改进协方差法对光斑图像进行功率谱分析,找出功率谱密度最大值所对应的频率即峰值频率,峰值频率对应的波长为涡的特征尺度。研究结果表明,在混合层,峰值波长较小,说明此处混合比较均匀,小尺度结构占主导地位。而夹卷层的峰值波长较大。夹卷层的平均峰值波长与对流Richardson数存在一定的关系,这种关系受下垫面类型以及对流状况的双重影响。