超声速流体Kelvin-Helmholtz不稳定性速度梯度效应研究

利用加权本质上无振荡（WENO）方法模拟超声速流体Kelvin-Helmholtz（KH）不稳定性,研究速度梯度对KH不稳定性线性增长率和后期非线性演化的影响.模拟发现超声速流体中的速度梯度对KH不稳定性具有较强的致稳作用,给出了包含速度梯度致稳的线性增长率经验公式.数值模拟和经验公式符合得很好.模拟给出了清晰的流场密度等值线,这说明WENO方法模拟超声速流体KH不稳定性具有较好的界面变形捕捉能力.模拟结果表明速度梯度影响KH涡的演化,在给定密度梯度的情况下速度梯度越大KH涡的横向尺度越小. 关键词： Kelvin-Helmholtz不稳定性 超声速流体 速度梯度     

热激励器对超声速圆管射流的控制机理

采用大涡模拟方法研究了热激励器对马赫1.3 超声速圆管射流涡结构的影响, 采用加入净热源的方法模拟了热激励器的热效应, 分析了不同激励模态(m =±1 和m =±4) 的降噪和增加射流掺混的效果. 研究发现: (1)射流在受到激励作用时, 产生了更大的径向和周向速度扰动, 这有利于流向涡的形成, m =±1 激励模态下流向涡的发展更快, 特别是在摆动面上会有更大的增长速度; (2) 气动噪声分布的频带很宽, 激励作用对抑制高频气动噪声有较强的作用; (3) 对于在喷管壁面处产生的固壁噪声, m =±4 模态下的激励作用一定程度上加强了固壁噪声.      

主流无载气N_2-氧碘化学激光配气方式的数值优化

针对主流无载气、副流以氮气为载气的氧碘化学激光(COIL),应用求解3维多组分化学反应流方程的数值方法,对流场和物理化学的耦合过程进行细致研究,对副流载气变化带来的问题及性能提升的手段、特别是合理的配气方式进行深入分析。结果表明:传统的在亚声速段进行喷流的配气方式不适用于主流无载气N2-COIL系统,必须采用超声速段射流方式;合理的流量配比条件下,超声速段射流方式COIL光腔位置处增益可达1.5%cm-1;N2-COIL流场边界层厚度明显减小,拓宽了增益的有效分布区域。     

混入智能车的下匝道瓶颈路段交通流建模与仿真分析

以下匝道瓶颈路段为研究背景,以手动驾驶汽车和两类智能车为研究对象,包括自适应巡航(ACC)汽车和协同自适应巡航(CACC)汽车,建立了混入智能车的混合交通流模型.在车辆的纵向控制层面,分别构建了手动驾驶汽车改进舒适驾驶元胞自动机规则和智能车的跟驰模型;基于车辆下匝道行驶特性,引入车辆感知范围R、换道控制区域LLC、换道冒险因子λ等参数,建立了控制车辆横向运动的自由换道和强制换道模型.通过对混合交通流模型进行数值仿真发现,CACC车辆混入率PCACC、车辆感知范围R、换道区域长度LLC和换道冒险程度λ均对下匝道交通系统产生影响.当CACC车辆混入率低于0.5时,CACC退化为ACC的概率增大,系统稳定性下降,交通拥堵呈恶化趋势;当CACC车辆混入率大于0.5时,车辆运行速度显著提升,拥堵消散能力提高.增大车辆感知范围、加长换道区域长度、提高换道冒险程度,都能够有效缓解改善下匝道瓶颈路段主线的拥挤状况,而对匝道运行效率影响并不明显.     

基于被动声学的超声速武器脱靶量解算方法

针对武器试验环境日趋复杂,电磁干扰强,且现有主动雷达体制反舰武器矢量脱靶量测量系统存在易受干扰这一问题,该文提出利用多个声学基阵,通过测量超声速武器飞行过程中产生的激波,获取该武器在不同时刻相对声学基阵的方位,进而采用平面相交求解该武器的矢量脱靶量。仿真计算结果表明,当声学基阵测向误差为1°,弹道偏角为45°时,中靶点解算精度优于1.2 m,航向角和俯仰角解算精度优于0.5°,测量精度满足试验评定要求,可为被试武器性能评定提供有效支撑,具有十分重要的军事意义。     

改进虚拟边界算法在超声速流动问题求解中的应用

提出了一种改进的虚拟单元浸没边界法, 并与一种高阶格式的有限差分算法相结合, 运用于求解超声速复杂几何绕流问题.该算法的核心思想在于在固体边界的内部和外部分别施加满足边界关系的作用点, 使得几何边界离散更加细化, 起到了壁面附近网格局部加密的作用.采用源空间内流体点作为反距离插值算法的重构点, 有效避免了插值点数目过少而与作用点相重合情况.通过对二维激波反射现象 (马赫数为 2.81) 和三维超声速球体绕流问题 (马赫数为 1.2) 的数值模拟, 与实验结果对比表明, 本文改进算法相对一般的虚拟边界法来说能显著提高数值精度, 减小计算误差.计算结果揭示了球体绕流中剪切层、压缩波系和尾迹的相互作用导致自由剪切层失稳的机理.剪切层厚度和湍流雷诺脉动经历了线性增长、大幅度震荡和小幅度波动三个阶段, 导致剪切层表面褶皱因子变化呈指数规律增长.其湍流结构表现出明显的各向异性, 具体在流向雷诺正应力在湍流脉动中占主导地位, 激波的压缩作用对不同方向雷诺正应力的影响存在空间迟滞效应.      

等离子体激励器在航空航天工程中的应用前景

文章基于等离子体的Joule加热、静电力、Hall效应以及Lorentz加速度等固有特性,对等离子体在航空航天领域（不包括电推进和飞行器再入热防护方面）中的应用进行总结及评估.等离子体激励器在亚声速流到高超声速流的整个空气动力学领域及稀薄流领域,得到了广泛的应用.真正引人瞩目的是,与所控制的流场相比,应用中所加入的电磁力或能量仅仅与其扰动水平相当.因此,有效的流动控制往往就限制在像流动分离、流体动力学不稳定性、动态失速和涡破碎等动力学分岔问题中.有效的控制应用通常是利用有黏-无黏流相互作用的放大效应、外部磁场或微波能量的加入等来增强其控制效果.最后文章根据这些评估,对未来学科前沿提出了几点基础创新研究方向的建议.      

带超声速气膜高超声速光学头罩气动光学效应抑制实验

高超声速（Ma_∞=6.0）炮风洞中带超声速（Ma_c=3.0）喷流光学头罩受到周围绕流影响出现气动光学畸变.利用基于背景纹影（background oriented schlieren,BOS）的波前测试方法测量了光学波前畸变.研究结果表明:瞄视误差（bore sight error,BSE）与喷流压比（pressure ratio of jet,PRJ）之间近似呈正相关.在有喷流的情况下,压力匹配时瞄视误差相对比较小,并且喷流压比对气动光学高阶畸变的影响不显著.微型涡流发生器（micro vortex gene-rator,MVG）对瞄视误差影响不明显,但是对气动光学高阶畸变的影响较为显著.基于波前互相关结果,施加微型涡流发生器之后,波前结构尺寸从0.2A_D减小为0.1A_D.结构尺寸的减小较为有效地抑制了气动光学高阶畸变并且提高了波前的稳定性.      

高速流动PIV示踪粒子跟随性分析

通过理论推导提出了一种评价高速流动PIV示踪粒子随流能力的松弛特性分析模型,在法向Mach数大于1.4时具有良好的适用性.将新模型应用于试验测量,发展了高速流动PIV系统和示踪粒子布撒技术,验证了高速流动PIV的定量化测量能力.针对空间发展的二维超声速气固两相混合层,数值模拟了不同Stokes数和对流Mach数（M_c）下的粒子跟随性以及弥散和迁徙运动,结果表明:相同对流Mach数,粒径越小的示踪粒子跟随性越好,Stokes数在[1, 10]范围内的粒子有最大扩散距离.示踪粒子的直径大小决定其在超声速混合层大涡拟序结构中的分布特征,且粒径越小,气体与粒子的掺混越剧烈.相同粒径的粒子,对流Mach数越大跟随性越差.      

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.