激波的传播与干扰

激波的传播特性既取决于激波的产生条件,也与所处的传播环境密切相关。驱动条件、几何边界、介质的物理化学属性等发生变化时,都会引起激波传播特性的改变,而激波的变化反过来又会对其波及的流场产生影响。尽管激波传播及其干扰现象广泛存在于自然界和人类科技活动之中,其复杂机理的认识、规律的描述乃至应用潜力的挖掘仍有漫长的路要走。本文根据气体中激波传播和干扰现象以及与之相关的理论描述特征,在对激波传播以及反射、折射等基本现象进行简要阐述的基础上,重点围绕目前的热点问题,包括激波/激波干扰、激波/边界层干扰、激波与湍流作用、激波的聚焦与点火以及激波作用下气体界面不稳定性等研究进行了介绍和讨论,旨在对近年来该领域的进展及获得的成果做一个概述和归纳,期望对将来的深入研究有一个鉴借意义。     

基于主-次激波在变截面管中传播的数值模拟

采用二阶精度的单调迎风中心格式(MUSCL)和非结构自适应网格技术与有限体积形式,对轴对称变截面管道中基于主-次的爆轰波传播过程进行了数值模拟。结果表明,基于主-次的爆轰波传播至目标区时,冲击波流场均匀、稳定,波形良好;适当提高驱动段的爆炸能量,目标区能够获得预想的冲击波超压值和作用时间。     

一种用于研究鹰蛾悬停飞行的扑翼实验装置

研制了一套新型的能够在空气中模拟鹰蛾悬停飞行的扑翼模型实验装置。装置由模型翼面和主体、舵机驱动单元、运动控制与检测、测力天平和采集系统等五部分构成。模型在计算机的控制下按照鹰蛾悬停飞行的活体观测数据完成扑翼运动。与此同时,系统采集得到扑翼的实际运动曲线以及模型所受到的非定常气动力。实验结果表明,模型扑翼运动能很好地复现鹰蛾悬停飞行的动态过程;所测得的气动升力与鹰蛾的悬停条件相一致;由模型实验的升阻力数据所得的挥拍面前倾角也与活体观测结果相吻合。该模拟实验装置运动调节灵活,执行便捷,操控可靠,且能够测量空气中的微小非定常气动力,这为进一步深入研究扑翼运动的机理提供了方便的手段。     

反射激波冲击重气柱的RM不稳定性数值研究

数值研究了二维气柱在入射激波以及反射激波作用下的Richtmyer-Meshkov(RM)不稳定性发展规律, 采用有限体积法结合网格自 适应技术的VAS2D程序, 精确刻画激波和界面的演化. 入射平面激波的马赫数为1.2, 气柱界面内气体为六氟化硫(SF₆), 环境气体为空气, 激波管的尾端为固壁. 通过改变气柱与尾端之间的距离调节反射激波再次作用已经变形的气柱的时间, 获得不同时刻下已经变形的气柱形态、界面尺寸以及环量演化受到反射激波的影响. 结果表明, 反射激波再次作用气柱时, 气柱所处发展阶段不同, 界面演化规律以及环量随时间的变化也不相同, 反射激波与气柱相互作用过程中的涡量产生和分布与无反射情况差异较大, 揭示了不同情况下界面演化的物理机理.     

前体涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡流动的影响实验

激波振荡是高超声速进气道不起动过程中常见的流动现象,会显著降低进气道气流捕获与压缩效率、产生剧烈的非定常气动力载荷而危害飞行器安全. 从激波振荡的控制出发,实验研究了前体转捩带位置的涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡流动的影响. 分别在起动和激波振荡两种进气道流态下,选择无、0.5 mm与1 mm高度涡发生器工况进行对比研究. 并采用高速纹影与壁面动态测压同步记录非定常流动特征. 结果表明,1 mm高度内的涡发生器对起动状态的进气道主流流场结构、壁面压强分布影响不显著. 但对于激波振荡流动,涡发生器会明显缩小外压缩面分离区运动范围,缩短振荡周期,提升振荡周期内壁面压强的时均值. 涡发生器的影响程度随其高度的增大而增强,其中振荡周期从无涡发生器的4 ms缩短到1 mm高度涡发生器的3.13 ms. 此外,0.5 mm高度涡发生器会使得进气道内部测点的压强振荡幅值整体下降,相比无涡发生器工况的下降幅度可达23%. 流场结构与壁面压强信号的分析表明,涡流发生器主要通过其产生的流向涡影响激波振荡流动,包含流向涡对下游边界层的扰动以及流向涡与分离区的相互干扰.      

水下爆炸近场峰值压力的数值模拟

为了研究水下爆炸近场内的压力状态，使用SPH (smoothed particle hydrodynamics)方法，采用C-J爆轰模型，对水下爆炸过程进行了数值模拟。通过与峰值压力规律和中场内经验公式的比较，验证了程序的可靠性。对水下爆炸过程进行了波系分析，与不同维数水下爆炸的数值模拟结果进行了对比研究。结果表明:比距离R/a=6是波形变化的一个分界点，在R/a＜6的近场范围内，峰值压力的拟合分为两段更合适。另外，对数值结果的lnP_m-ln(R/a)曲线进行了分段幂次拟合，得到了与数值模拟结果非常吻合的拟合曲线。     

贯流风机流场的实验和数值研究

贯流风机流场的分析研究是对其进行结构调整、性能优化的前提。本文运用烟迹和闪光照相的方法对贯流风机的内部流动进行了流场显示研究，得到了瞬态流场照片，并通过多点总压和静压测量得到了速度分布。本文还对贯流风机的流场进行了数值模拟。结果表明：数值计算与实验结果符合得较好，这两者的结合是研究贯流风机流动和改进其性能的有效手段。本文最后就贯流风机的噪声进行了初步研究，得出了一些有价值的结果。     

前体涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡流动的影响实验

激波振荡是高超声速进气道不起动过程中常见的流动现象,会显著降低进气道气流捕获与压缩效率、产生剧烈的非定常气动力载荷而危害飞行器安全.从激波振荡的控制出发,实验研究了前体转捩带位置的涡发生器对轴对称高超声速进气道激波振荡流动的影响.分别在起动和激波振荡两种进气道流态下,选择无、0.5 mm与1 mm高度涡发生器工况进行对比研究.并采用高速纹影与壁面动态测压同步记录非定常流动特征.结果表明,1 mm高度内的涡发生器对起动状态的进气道主流流场结构、壁面压强分布影响不显著.但对于激波振荡流动,涡发生器会明显缩小外压缩面分离区运动范围,缩短振荡周期,提升振荡周期内壁面压强的时均值.涡发生器的影响程度随其高度的增大而增强,其中振荡周期从无涡发生器的4 ms缩短到1 mm高度涡发生器的3.13 ms.此外,0.5 mm高度涡发生器会使得进气道内部测点的压强振荡幅值整体下降,相比无涡发生器工况的下降幅度可达23%.流场结构与壁面压强信号的分析表明,涡流发生器主要通过其产生的流向涡影响激波振荡流动,包含流向涡对下游边界层的扰动以及流向涡与分离区的相互干扰.     

低Re数下变弯度机翼的非定常气动特性实验研究

利用变弯度机翼模型及相关的风洞实验平台,开展了以弯度变化速率影响为重点的机翼非定常特性研究。实验结果显示,在低Re数(~105)下,机翼弯度非定常变化得到的升阻力系数曲线与准定常条件下的结果存在显著差异。具体表现为:准定常状态下,曲线表现出明显的可逆性;而弯度非定常变化时,曲线在弯度递增区和递减区之间存在明显的迟滞效应,而且随着变形速率的增加,这种迟滞也越明显。流场显示结果表明,这种小St数下出现的流动迟滞是由于弯度变形导致的流动分离的分离点相对机翼运动迟滞所造成的。这说明弯度变化时,分离流场结构的响应时间尺度与弯度变化周期相当,也揭示了该条件下机翼弯度变化对流动的抑制作用主要是通过改变分离区的大小来实现的。     

基于PIV测量的超声波流量计内流场特性研究

采用PIV(Particle Image Velocimetry)测量手段,考察了小口径超声波流量计的流动特性。首先针对前端安装直管段时,不同流量条件下的流场特性建立基本认识,实验结果表明,在低流量条件下,流量计内流场存在明显的不稳定演变和非定常流动特征。进一步以上游前端安装球阀为典型案例,考察了安装条件对超声波流量计响应特性和测量偏差的影响。结合直管段的实验观测结果,发现此种结构超声波流量计的适应性与其流场非定常性的关系具有很好的一致性,即流场结构稳定则适应性强。此外,综合多参数的实验结果表明,雷诺数是判断小口径超声波流量计测量准确性的重要无量纲参数。