钝体高超声速三维分离流场特性数值研究

以双子星座简化外形为模型，通过有限差分法求解全Ｎ－Ｓ方程，数值研究了高超声速绕流中的三维分离流动特性。来流Ｍ＿∞＝７．０，Ｒｅ＿∞＝４．５×１０￣５，攻角范围为１０°－４０°。首先通过与实验油流照片的比较，证明了本文计算分离结构定性上的正确性。然后研究了不同攻角下背风面三维分离结构的变化，给出了柱段背风区常点型开式分离随攻角变化转变为整体闭式分离的过程，并从物理上分析了这种转变过程的合理性，认为不同分离形态在分离线起始点附近都有共同的压力条件，即垂直于分离线的逆压梯度，因此横向分离可以从常点型开式分离直接转化为闭式分离。     

人造多晶冰抗压强度实验研究

对实验室制作的平均粒径为４ｍｍ的宏观各向同性粒状多晶冰，在冰温分别为－０．５、－２、－５和－１０℃及应变率分别为４．２×１０－４、５．５×１０－５、５．５×１０－６及３．５×１０－７ｓ－１下进行了单轴抗压强度实验。结果表明，极限抗压强度与负温和应变率的对数均呈正比例关系；在较高应变率下（４．２×１０－４ｓ－１），在－５℃时，出现韧脆性转折点。     

正方形排列四圆柱体绕流特性及互扰效应研究

基于计算流体动力学理论,运用大涡模拟方法对雷诺数Re=3900三维正方形排列四圆柱体结构群的绕流问题进行数值计算,主要分析来流攻角与间距比两个参数对四圆柱体结构群流体参数及流场模态的影响。结果表明:来流攻角与间距比均对四圆柱体结构群绕流特性有较强的影响;来流攻角θ=0°、22.5°、45°下,临界间距比分别为3.5、4.0、3.0;间距比的变化会导致下游圆柱表面压力系数分布发生改变;另一方面,间距比较小时,四圆柱体结构之间的互扰作用均以临近效应为主;随间距比增大,上游圆柱尾流对下游圆柱有显著影响,其互扰作用会转变尾激效应。     

平板大攻角绕流升力和阻力系数的计算

二维平板或二维对称薄翼型大攻角绕流升力和阻力系数与攻角之间存在的函数关系一般用数据表格的形式给出。本文根据垂直平板绕流阻力实验数据和对称薄翼型全攻角绕流实验数据,分析得到了平板大攻角绕流总压力及其升力分量和阻力分量系数的近似计算公式。结果表明：平板总压力系数约等于攻角正弦值的2倍;总压力的阻力分量系数约等于攻角正弦值平方的2倍;升力分量系数约为攻角2倍的正弦值。计算结果与两组试验数据具有较好的一致性。     

跨声速激波边界层相互作用的被动控制

运用激波管风洞在Ｒ＿（ｅ∞／ｍ＝３×１０￣７，Ｍ＿∞＝０．７３２－０．８１７范围内，在厚度比为１２％的圆弧翼型半模型和厚度比为１４％的超临界翼型半模型上，对被动控制现象及其若干规律进行了实验研究。结果表明，不同空腔深度的开孔壁和导管连通壁均可对壁面激波与边界层的相互作用实现被动控制，使得沿以上两种模型表面的马赫数峰值、逆压力梯度和激波强度明显减小。这对于飞行器将起到减阻作用，如将这一原理和方法用于超、跨声速压气机内激波与边界层相互作用的控制，将提高压气机的效率和工作的稳定性。     

张量方程在三维粘性绕流计算中的应用

本文采用张量形式的粘性激波层方程,用空间推进的数值方法计算了球锥、椭球锥有攻角高超音速绕流问题,并计算了组合椭球锥的粘性绕流,从而说明了本文的方法可推广应用于一般外型飞行器的小攻角绕流计算问题。文中考虑了在高超音速流动条件下空气的非平衡化学反应,认为化学反应的速率是有限的     

三维N-S方程计算隐式有限体积法

利用NND有限差分格式，发展了一种新的完全隐式的有限体积数值方法，以求解与时间相关的N－S方程．对通过单元体界面的无粘流和粘性流通量均作隐式处理．对绕流钝锥体和不同攻角的气动辅助实验飞行器的高超声速粘性流和化学反应流获得了定常数值解．对流加热率和流场电子密度的计算值与实验数据进行了比较，符合较好，证实了本方法的精确性．     

不同网格拓扑对细长体绕流计算的影响研究

分别运用扇形(Fan)、阶梯形(Ladder)、交界面形(Interface)网格对细长体小攻角对称、大攻角对称、大攻角非对称绕流流场进行了数值研究．通过涡核位置、涡簇显示、物面压力分布、轴向力分布等的计算结果比较了三种网格的计算精度．数值实验表明：细长体分离涡流场对边界层网格非常敏感,应严格控制边界层网格的正交性;随着攻角增大,流场对网格特性的敏感性有增高的趋势;阶梯形网格可能会对流场带入非物理性扰动,交界面网格对流场捕捉有不连续现象;将三种网格得到的物面压力、侧向力、流动分离位置与实验值进行对比,发现扇形网格误差最小、交界面网格误差最大;大攻角非对称流动时,扇形网格计算的侧向力有整体向细长体头部压缩的趋势,涡脱落位置靠前,第二个及第三个极值更大,说明非对称现象有向尾部发展的趋势．     

表面台阶引起的高超声速湍流边界层分离

介绍了圆柱、方柱和二维台阶前干扰热流分布及油流和液晶热图的实验结果。来流马赫数Ｍ＿１＝５—９，雷诺数Ｒｅ＝（２—５）×１０￣７／ｍ，台阶高度与边界层厚度比ｈ／δ＝０．０６—　２．５．实验发现干扰压力和热流高峰值出现在台阶前０．１５倍台阶高度处的再附点附近，方柱台阶前压力和热流最高峰值不在中心线上，而在两侧角之内０．５倍台阶高度处附近，结果还表明干扰区几何特征参数，如分离距离、热流峰值和谷值点位置，与马赫数、雷诺数和台阶展宽无关，只随台阶高度线性增加。     

两个角区湍流场及其尾迹的实验研究

绕两个翼型－平面的角区流动及其尾迹的实验是在低湍流度风洞中完成的．在零攻角条件下，对翼型－平面的角区流场内诸参数，如翼型表面和平板面上的压力分布、绕翼型及尾迹区内的平均速度、脉动速度、湍动能、二阶关联量ｕ′ｖ′及ｕ′ｗ′进行了广泛的测量．通过对比，分析了这两种模型与平面所构成的角区及其尾迹区内的流动特性     

细长锥边界层绊线转捩风洞自由飞试验

通过在半锥角θ_c=10°细长锥面上布置一定数量的人工绊线,促使细长锥表面边界层在相应轴向位置上发生层流向湍流转变的固定转捩,采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验技术研究边界层转捩对高超声速细长锥再入体无控自由飞行下的运动特性和气动特性影响规律,并与以往无人工绊线的细长锥风洞自由飞试验结果作对比.试验马赫数Ma=5.0,通过改变风洞前室总压P_0实现两个雷诺数的模拟,以模型长为特征尺寸自由流雷诺数分别为0.84×10~6和1.68×10~6.结果表明:当自由流雷诺数Re=0.84×10~6时,人工绊线尚不足以促使边界层发生转捩,有绊线的细长锥气动特性与无绊线基本一致,动稳定导数大于零;当自由流雷诺数Re=1.68×10~6时,人工绊线促使边界层发生固定转捩,细长锥的动稳定导数小于零,细长锥自由飞行动稳定.     

Study of Thermochemical Nonequilibrium in Hypersonic Far Wakes in the Atmosphere

Nonequilibrium physical and chemical processes in hypersonic far wakes behind bodies re-entering the Earth's atmosphere are studied. The wake flow parameters are considered with allowance for possible thermochemical nonequilibrium along the entire re-entry path.     

高超声速尾迹流场稳定性数值研究

通过数值模拟, 对高超声速尾迹流场进行了研究, 对其尾迹流动的失稳过程进行了分析.选取计算模型为圆球,Ma= 6.0, Re = 1.71\times 10^6(Re以球头半径为参考长度). 通过数值模拟,首先得到的流动是稳定解,在底部发展出一个主分离区和一个二次分离区,流动是轴对称状态. 不添加任何扰动继续进行计算,发现底部流场缓慢发展出微弱的非定常流动. 随后,该现象继续发展,出现明显的结构失稳,得到了无量纲周期为12.0的周期解. 给出了高超声速圆球绕流尾迹结构的周期性演化过程,对其涡系结构的演化及奇点特征进行了分析. 研究表明该数值模拟方法可用于底部流动稳定性问题的研究,同时证实了高超声速底部流动也存在流动不稳定性.      

ON THE INFLUENCE OF THE CHOICE OF TRANSPORT AND CHEMICAL MODELS FOR NON-EQUILIBRIUM HYPERSONIC FLOW SIMULATIONS

SUMMARY

The influence of the choice of transport and chemical models on the numerical simulation of hypersonic flows in chemical non-equilibrium is investigated. A coupled Euler/boundary layer method is employed, which facilitates the incorporation of different models and simplifies the calculation of the resulting flowfields. By considering hypersonic flows with different freestream conditions, it is shown that for flows dominated by chemical reactions, the computed flowfields can be sensitive to the choice of model. This sensitivity must be taken into account when defining test cases for the validation of numerical simulations of hypersonic re-entry flows.     

Validation of hypersonic chemical equilibrium flow calculations using ballistic-range data

The hypersonic flow field over a sphere flying in a ballistic-range is numerically simulated for the purpose of validating a hypersonic chemical equilibrium flow solver. The numerical results obtained are compared with available experimental data on the stand-off distance and the shape of the detached bow shock wave. In the calculation, an adaptive mesh is employed for a crisp capturing of the shock wave. Comparison with the experimental data reveals that the equilibrium flow solver can yield a fairly accurate prediction of the flow field. Received 18 November 1997 / Accepted 10 November 1998     

钝头体高超声速绕流底部失稳特征数值模拟

利用数值模拟方法对高超声速钝锥及Apollo返回舱底部尾迹流场进行了研究, 分析尾迹流动的失稳过程. 对钝锥模型, 在M_∞=6, Re=1.71× 10⁶(Re以球头半径为参考长度)条件下观察到了底部流动的不稳定性. 不添加任何扰动, 数值模拟首先得到的流动是稳定解, 在底部发展出一个主分离区和一个二次分离区, 流动是轴对称状态. 继续进行计算, 发现二次分离线率先变形, 底部流场发展出非定常周期流动. 对Apollo返回舱模型, 在相同条件下 (Re以前面圆弧半径为参考长度), 数值模拟首先得到的流动同样是稳定解, 出现以二次分离线率先变形为起始的结构失稳, 演化出周期性过程, 但持续时间较短, 很快出现了非周期非对称状态. 研究表明, 高超声速钝锥及Apollo返回舱底部流场均存在不稳定性问题, Apollo返回舱的底部流场更加不稳定.     

克服“高超声障''的途径”

在高超声速飞行条件下, 流入冲压发动机燃烧室并降至低速的空气温度, 随着飞行马赫数增 加升得愈来愈高. 燃料与高温空气混合燃烧释放的化学能将部分转化为解离能. 这些解离能 在长度受限的尾喷管中难以充分复合形成推力, 使冲压发动机性能随飞行马赫数增大而急剧 下降. 导致冲压发动机不适应高超声速飞行器的推进要求. 将此定名为``高超声障'. 半个 世纪以来, 广泛采用``超声速燃烧'降低流入燃烧室的空气温度来克服这种障碍. 虽已取得 不少进展, 然而关键性难点仍需继续攻克. 为了多途径促进吸气推进高超声速飞行的实现, 提出克服``高超声障'的另一种思路：保持现有冲压发动机吸气与燃烧方式, 通过催化促进 燃气解离组分在尾喷管膨胀过程中的复合, 增大冲压发动机的推力, 达到满足高超声速飞行 器的推进要求.     

Relaxation processes in hypersonic rarefied binary gas mixture flow around a cylinder

Using the direct simulation Monte Carlo method, the hypersonic flow of a binary gas mixture around a cylinder is investigated over a wide rarefaction range: from an almost continuum regime (at the Knudsen number Kn = 0.01) to free-molecular flow. The effect of a small admixture of heavy diatomic particles in a light gas flow on the relaxation processes near the cylinder and the heat flux is studied.     

毕生献中华──纪念林同骥先生诞辰80周年

林同骥先生是我国著名流体力学家．在稀薄气体力学、高超声速、跨声速空气动力学和不可压缩流体动力学等广泛的领域中都有重要的研究成果,尤其是在再入飞行器防热、再人物体的表面烧蚀和不可压缩振荡流等方面,为我国航天事业和海洋工程的发展作出了贡献．林同骥先生在１９７９～１９９０年期间先后任《力学学报》副主编、主编．为《力学学报》在改革开放新形势下的发展和进人国际交流大网络倾注了大量心血．在纪念林同骥先生诞辰８０周年之际,我们向读者介绍这位毕生献中华的科学家,并刊出他的学生们的一些论文,以表达怀念与崇敬之情．