后掠激波诱导分离特性的马赫数影响

利用壁面压力测量和表面油流显示技术对后掠压缩角产生的激波与湍流边界层干扰进行了实验研究。主要研究了来流马赫数对干扰分离特性和起始分离条件的影响，实验的马赫数为１．７９，２．０４和２．５０，相应的雷诺数为２．４２—２．４７×１０￣７／ｍ．实验模型共１５个，其后掠角变化范围是０°—６０°，流向压缩角变化范围是１０°—３０°，实验结果表明，与二维干扰不同，对于大后掠角的三维干扰来说，分离线上的压比和起始分离时的无粘激波压比近似相等，且是一个与马赫数无关的常数。     

90°弯管内流动的理论模型及流动特性的数值研究

从三维不可压缩雷诺时均Navier-Stokes方程出发,对90°弯曲管道内湍流流动进行数值模拟。网格划分采用六面体网格,湍流模型为RNGk-ε模型,在近壁区采用两层壁面模型进行修正,流场的计算结果与实验数据吻合较好。在此基础上,本文数值研究了来流方向对流场结构和流动特性的影响。得出在弯管流场中发生了分离现象,且随着来流侧滑角的增大,分离区范围增大。此外,随着来流从同一侧滑角变换至同一攻角时,横截面的二次流图像中也从具有两个对称主涡变成只具有一个主涡的现象。     

二元激波与附面层相互干扰问题的数值计算

本文利用文献[1]中提出的差分格式,数值求解了二元激波与层流附面层的相互干扰问题。这一方法是在一单步差分格式的基础上,考虑系数矩阵的特征走向,利用了最近发展起来的系数矩阵分裂方法。与隐式MacCormack格式相比,在每一时间层上的工作量更为节省。与Beam和Warming等人所建立的差分格式相比,计算过程更为简单。本文利用这一方法计算了Ma_∞=2,Re=296000,无粘激波入射角θ=32.6°时激波与附面层的相互干扰问题。计算结果与实验和MacCormack的计算结果进行了比较。     

复合材料单层的横向拉伸原地强度和0°/90°/O°叠层板张开型裂纹经典解的研究

本文:(1)用傅立叶变换和Copson的对偶积分方程法,求得了0°/90°/0°叠层板90°层内张开型裂纹问题的经典解;(2)应用所得解,对石墨/环氧叠层板中90°层的断裂特性和横向拉伸原地强度进行了定量研究。 结果表明,这类叠层板的应力强度因子不同于90°的单向层,它随0°层的厚度b、模量E_L或G_(LT)的增加而减小,也随90°层的厚度减小而减小,这就导致了叠层效应,并提高了90°层的横向原地强度。这里的理论计算与D.L.Flaggs的试验结果一致。     

复合材料层合板的数值分析与实验

本文用云纹干涉法和逐层分析有限元法研究了Gr/PEEK[0/45－45/90]2S复合材抖层合板的变化特征,在层与层交接处,特别是0°与45°和一45°与90°层交接处,位移存在较明显的变化,说明这两种层接处有比较大的层间应力,是脱层的易发处.计算与实验结果都证实了这种变形特征．     

开孔热塑性复合材料的三维弹塑性面内应力分析

本文利用一单参数三维塑性模型对AS4/PEEK热塑性复合材料的塑性行为进行表征。利用有限元程序生成系统FEPG,将复合材料的三维单参数塑性模型引入该系统中,编制了相应的有限元程序。通过将本文的有限元计算结果与文献实验结果进行对比,证明了所生成程序的精确性。并对AS4/PEEK热塑性复合材料层合板[0/90]s的面内应力进行了计算与分析。给出了0°层与90°层的面内应力。0°层的最大应力σx大约是90°层相应值的20倍,这主要是由于热塑性复合材料AS4/PEEK的纵向和横向模量存在很大的不同,并且具有明显的弹塑性行为所造成的。     

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     

关于超音速流中运动激波若干问题的研究

研究了在无粘完全气体流中的运动激波 ,讨论了激波运动速度D和来流速度U对激波后气流参数的影响 ,包括对激波后的总焓比值和总压比值以及对流转角的影响。计算结果表明它们不同于通常静止激波下所得到的结果。该内容涉及到超音速射流与障碍物或空腔体相互作用时出现的失稳状态下激波的振动和空腔体底部的反常加热问题。     

固体中的激波构造

由于测试技术的发展,固体中激波过渡带构造的测量与理论研究,近年来在爆炸力学的基本研究中已形成一中心课题。其方法是利用位错动力学的知识,试定塑性流函数,来计算激波过渡带中各参量分布,并与观察结果比较。由于目前位错动力学本身发展还不成熟,因此对试定流函数正确与否,只能依赖大量的数值计算,在可调参数较多的情况下,就容易造成概念上的含混和分析上的困难。 本文认为,此类问题的研究,应先多作物理模型分析,我们选强度为几十万大气压以上的定常激波为研究对象,是因为在这特定条件下,可以大大减少可调节参数的数目。这样所得的结果,物理意义明确,易定取舍。本文所得结果是:给出计算激波过渡带中各力学量分布的方法;指出主要调节参数应为起始位错密度与饱和位错密度之比;另外在激波强度增至几十万大气压时,过渡带的厚度在量级上未见减少,仍为10~(-2)—10~(-3)厘米。     

带喷流激波针流动特性实验研究

采用动态测力、动态测压和纹影等风洞实验技术,对加装了带喷流激波针的钝头体的绕流特性、稳定和非稳模态的形成条件和机理进行了研究.结果表明:带喷流激波针流场存在稳态和非稳态两种模态,超声速喷流的压比大于临界压比时流动处于稳定模态,反之则为非稳模态;增大激波针长度可减小钝头体阻力,但达到一定长度后,进一步减阻的效果不再显著;增大喷流压比能够有效减弱再附激波强度,有利于缓解单独激波针的肩部热斑问题;非稳模态下波系自激振荡对再附激波在钝头体表面所围的区域影响剧烈,振荡是周期性的,且存在确定的主导频率,主导频率随喷流压力比增大而减小;自激振荡的产生是由于喷流出口周围的反压在喷流压比小于临界压比时无法获得持续的平衡而导致.      

复合材料薄壁箱形梁的铺层设计和强度分析

用0°纤维铺设的单向复合材料梁弯曲时易发生剪切破坏。本文提出了一种能承受较大弯曲负荷的复合材料箱形梁。其腹板用±45°纡维缠绕,上、下翼板用0°层纤维增强。並在棱条处局部加强。这样,可充分发挥复合材料抗拉、抗压强度高的优点,又不易发生剪切破坏。对±45°缠绕梁进行了实测应力分析,並按文中提出的确定棱条处应力的计算模式进行了数值计算分析。该箱形梁可望用作载重汽车的板簧悬挂系统。     

高超声速稀薄流中横向喷流干扰特性实验研究

喷流干扰是高超声速飞行高精度控制的一种有效手段,研究者们以往大部分都主要集中于连续流条件下喷流干扰效应的机理研究,并给出了喷流干扰流场的典型结构,而稀薄流条件下喷流干扰特性的实验数据还十分匮乏.本文利用JFX爆轰激波风洞产生高超声速稀薄自由流,基于平板模型开展不同喷流压力和自由来流参数对横向喷流干扰特性影响的实验研究,采用高速纹影成像及图像处理技术,获得稀薄流条件下喷流干扰流场演化过程及流场结构的变化规律.相比于无喷流条件形成的流场,横向喷流与稀薄自由流相互作用形成的流场结构更为复杂,喷流压力由于受到稀薄来流的扰动,斜激波会短暂穿透喷流干扰流场并延伸至楔形体上部.喷流干扰流场内桶状激波的影响范围随着喷流压力的升高而逐渐变宽,位于三波点上游的斜激波空间位置不会随喷流压力的变化而改变,而位于三波点下游的弓形激波则向上游移动,当喷流压力过低时,桶状激波不会与其他两种激波交汇形成三波点.高超声速稀薄来流压力的降低同样会使桶状激波的影响范围变宽,弓形激波同样也会向上游移动,但基本不会对斜激波空间位置产生任何影响.     

组合体超声速绕流的计算

本文给出了用作者发展起来的“分离奇性”的差分方法算得的无粘绕流的若干精确结果.计算的问题有:激波与激波相互作用、激波与切向间断相互作用的精确计算;悬挂激波的自动精确确定;熵层的精细计算以及多种组合体的流场计算.详细的计算方法及更多的结果见专著[1].     

HLLE++格式在高马赫数空腔流动模拟中的应用

空腔流动存在剪切层运动、涡脱落与破裂,以及激波与激波、激波与剪切层、激波与膨胀波和激波/涡/剪切层相互干扰等现象,流动非常复杂,特别是高马赫数(M>2)时,剪切层和激波更强,激波与激波干扰更严重,对数值格式的要求更高,既需要格式耗散小,对分离涡等有很高的模拟精度,又需要格式在激波附近具有较大的耗散,可以很好地捕捉激波,防止非物理解的出现。Roe和HLLC等近似Riemann解格式在高马赫数强激波处可能会出现红玉现象,而HLLE++格式大大改善了这种缺陷,在捕捉高超声速激波时避免了红玉现象的发生,同时还保持在光滑区域的低数值耗散特性。本文在结构网格下HLLE++格式的基础上,通过改进激波探测的求解,建立了基于非结构混合网格的HLLE++计算方法,通过无粘斜坡算例,验证了HLLE++格式模拟高马赫数流动的能力,并应用于高马赫数空腔流动的数值模拟,开展了网格和湍流模型影响研究,验证了方法模拟高马赫数空腔流动的可靠性和有效性。     

真实气体效应对返回舱气动力特性的影响

采用7 组元6 反应化学动力学模型,通过数值方法研究了真实气体效应对阿波罗(Apollo) 返回舱流场及气动力特性的影响. 并利用典型弹道点的飞行和实验数据验证了化学非平衡流计算程序的可靠性. 计算结果表明:真实气体效应主要发生在物面附近很薄的激波层内,真实气体效应使得激波脱体距离减小;真实气体效应使阻力系数和升力系数增加,且在小攻角时增加幅度最大;真实气体效应产生附加的低头力矩,使压心位置后移. 真实气体效应的影响随着马赫数的增加变化不明显.     

高压捕获翼构型亚跨超流动特性数值研究

为研究高压捕获翼布局在亚跨超条件下的流动特性, 选取圆锥?圆台机体组合捕获翼概念构型, 在马赫数0.3 ~ 3速域范围内, 选取典型状态点, 采用数值模拟在 0°攻角条件下进行了计算和分析. 结果表明, 在整个速域范围内, 由于机体与捕获翼在对称面附近的垂向距离最小, 因此二者之间的气动干扰最为明显, 且沿展向逐渐减弱. 同时, 随马赫数增大, 机体与捕获翼间的流场结构明显不同, 具体表现为: 当Ma<0.5时, 未出现流动分离现象, 当Ma>0.5时, 机体后段开始出现明显的流动分离, 由于捕获翼与机体形成先收缩后扩张的等效通道, 捕获翼下表面和机体上表面的压力均先减小后增大; 进入跨声速速域后, 在捕获翼的影响下, 流动分离更加明显, 机体与捕获翼之间开始出现激波, 并且与分离区相互作用, 同时出现激波串, 捕获翼下表面产生明显的压力波动现象, Ma=1.5时, 通道内激波位置基本到达机体尾部, 分离区基本消失; 当Ma>2以后, 整个流场呈现以激波为主导的结构形式, 捕获翼下表面和机体上表面的压力分布逐渐趋于平缓.      

竖直平面激波与水平热层作用后流场的理论计算方法研究

围绕竖直平面激波与固壁附近水平热层作用问题，提出了流动进入准自相似阶段后固壁附近流场参量的理论计算方法。与已有的Mirels方法相比，本文的方法在下列三个方面进行了改进:（1）舍弃“热层内激波速度与入射激波速度相等”的假定，分析了热层内激波的传播过程，并基于几何激波动力学理论计算热层内激波强度；（2）假定在与入射激波后流体而非入射激波阵面固连的坐标系中，波后流体在定常等熵波作用下，形成沿固壁运动的“活塞”，驱动其前方的热层气体运动；（3）“活塞”内流体与其毗邻的热层气体满足压力和速度连续，不再引入速度比例系数。利用改进后的方法，对于马赫数为2.00的竖直平面激波，在不同热层密度条件下进行计算。本文方法得到的热层内激波强度以及物质界面处的压力、速度和密度等参量，与数值模拟结果偏差均小于10%，优于Shreffler和Mirels计算方法。对于马赫数为1.36的竖直平面激波，当其传播速度小于热层内气体声速时，Shreffler和Mirels计算方法不再适用，而本文中提出的方法得到的计算结果与数值模拟结果和已有实验数据基本吻合，最大偏差约20%。上述结果表明，本文中提出的理论计算方法提高了现有方法的合理性，扩大了适用范围。     

大型冷却塔群风荷载问题的风洞模拟

本实验通过中性大气边界层湍流特性的风洞模拟,在1/1000的冷却塔模型上得到和原型实测结果相近的周向压力分布。利用中间1/3塔高上周向压力分布和圆柱压力分布的相似性,用强湍流度和弱湍流度均匀来流中双柱的相互作用来模拟塔群平面布局对风载的影响。实验结果表明,在弱湍流度均匀来流以及L/D=2—3和a=5°—10°的条件下,后柱前沿出现较强的集中涡,使后柱的升力系数达到-1.0,Cp_(min)迅速降到-1.75。这种在强稳定层结的大气条件下可能出现的弱湍流度均匀来流中的塔间干扰,应是渡桥电厂后排各塔倒塌的各种可能之一,需在火力发电站设计规划中加以考虑。     

湿空气非平衡凝结对压气机叶栅性能影响的数值研究

跨音速流动条件下湿空气中的水蒸气由于快速膨胀而发生非平衡凝结,凝结潜热与跨音速气流耦合会显著改变流场结构。本文建立了湿空气非平衡凝结流动的数学物理模型,对三种工况下压气机叶栅内湿空气凝结流动进行计算分析。计算结果表明:湿空气压气机叶栅流动中,湿空气中水蒸气有可能发生非平衡凝结从而对叶栅通道内的流动产生强烈影响,改变流场内的激波结构,叶栅内压力系数减小最大幅度由1.38减小到0.76。     

一个高分辨率的矢通量分裂—TVD杂交新格式

本文提出了一个新的杂交格式,它将Steger-Warming的矢通量分裂与Harten的TVD格式紧密结合在一起,构造了一个高分辨率的新格式,用于计算跨声速流场和捕获激波。典型的定常跨声速叶栅流算例表明:当Courant数取6～100时,一般在90步内残差的二范数下降三个数量级,这样的收敛率要比Beam-Warming格式快得多;观察残差的收敛历史发现:收敛曲线并无大的波动;分析激波附近的数值结果,没出现“低亏,过跳”、伪振荡现象,叶盆和叶背面上激波前或激波后的参数无波动;在60×15网格下捕获的激波过渡区不超过2个网格,表明了该格式具有较高的分辨率,能在不人为附加耗散项的条件下给出高质量无数值波动的激波流场解。