导弹超声速尾退分离干扰特性试验

超/高超声速尾退分离在防热、保形、隐身、多次投放、回收等方面具有明显优势,有望成为高超声速飞行器载荷投放的优选方案。由此面临一类新的多体分离问题：超/高超声速尾退分离问题(aft super/hypersonic ejection separation, ASES)。超/高超声速尾退分离问题本质上是带空腔底部流动与多体分离构成的耦合问题,具有流场结构复杂、气动非定常非线性非对称效应显著的特点。针对超声速尾退分离问题,采用网格测力和轨迹捕获(captive trajectory system, CTS)风洞试验方法探索了尾退分离干扰流场的结构,发现可根据流场结构和舵效变化分为低速-亚声速无激波、高亚声速-跨声速弱激波、超声速激波和准自由流弱干扰4种典型干扰特征,揭示了尾流场影响后不同区域的全弹气动特性和舵效特性以及控制律、攻角、高度和Mach数对分离位移和姿态的影响规律。相关结论将有助于增强对尾退分离问题的认识,对尾退分离技术的工程实践具有参考价值。     

超声速流场条件下激光辐照耦合效应数值模拟

激光辐照结构物包含复杂的多物理场耦合问题,其存在流、热、固多种机制的耦合效应。结合计算流体力学（CFD）和有限元方法,对超声速条件下的激光辐照平板问题进行了热流固耦合分析。采用CFD方法得到平板附近流场分布,利用有限元方法计算平板的温度分布,并将二者结合起来实现流体和固体间的数据交互。理论分析确定了流场效应的最主要影响参数为来流马赫数与攻角。对于不同马赫数,激光区域在6Ma条件下存在温度的谷值,小于等于6Ma条件下主要体现为冷却效应,而6Ma以上主要体现为气动加热效应。攻角增大会导致激光区流体质量流量的增加,使冷却效应更加明显。最后综合分析了流场气动加热和冷却两种效应的产生机制。     

辐射在CH泡沫中传输的数值模拟

利用一维多群辐射输运程序对辐射在CH泡沫中的传输过程进行了数值模拟,给出一些细致的物理图像和定量结果。在一定的入射辐射流条件下,密度变化对辐射传输特征、辐射加热介质的热力学平衡弛豫过程有重要影响。随着密度下降,辐射由亚声速传输转变为超声速传输,辐射在传输过程中的能谱形状也不同。     

CH4/空气简化动力学机理数值验证

选择绕圆柱预混燃烧算例，验证CH₄/空气三种简化动力学机理（16s41r、15s19r和53s325r）.考虑均匀来流，忽略湍流和湍流与燃烧相互作用以及燃料扩散效应，假设层流有限反应速率，采用保自由流5阶WENO格式求解多组分Euler方程组，得到CH₄/空气预混燃烧流场温度等值线、沿驻点线压力和温度及其CH₄、CO和CO₂质量百分数分布.结果表明：三种简化动力学机理给出的流场均出现弓形激波和火焰面，弓形激波和火焰驻点距离及其形状、诱导区宽度和简化动力学机理相关.当圆柱直径增大，弓形激波和火焰向圆柱上游移动，对应的驻点距离均增大，诱导区宽度变短，点火延时变小，但火焰和弓形激波位置次序未变化.53s325r模型要比16s41r模型和15s19r模型精度要高，点火延时覆盖的压力和温度范围也较宽，所有简化机理均未完全反应，在较大圆柱直径下游达到化学平衡.     

DMD和POD对超燃冲压发动机凹腔流动的稳定性分析

开式凹腔作为超燃冲压发动机中增加掺混和稳焰的装置, 其流动稳定性的研究对深入理解凹腔增加掺混和稳焰机理以及凹腔的设计有着重要的学术意义和工程应用价值.基于大涡模拟方法对超燃冲压发动机开式凹腔流动进行数值模拟, 分别采用动力学模态分解(dynamic mode decomposition, DMD)和本征正交分解方法(proper orthogonal decomposition, POD)对自激振荡流动进行稳定性分析. DMD方法可准确提取凹腔的振荡频率, 与Rossiter模型以及压力脉动FFT分析得到的频率吻合较好, 且DMD中对应Rossiter前3阶频率的模态在流动中的主导作用顺序也与FFT分析结果一致, 自激振荡中RossiterⅢ模态占据主导作用, 同时DMD方法对Rossiter 3阶以上模态频率的预测能力明显强于FFT分析方法.在对低频的提取方面, DMD方法比Rossiter模型更具有优势.与前6阶Rossiter模态对应DMD模态均缓慢收敛, 主要表现为剪切层中的分离涡结构和中部及下游区域中的涡结构.前3阶不稳定模态中的分离涡结构主要集中在中部剪切层以及后缘附近区域. POD方法中较少的模态包含流场绝大部分的能量.但是, 通过POD方法提取的模态频率在分辨率上效果不佳, 提取到最低频率为Rossiter 3阶模态对应的频率, 且模态中均存在次频, 次频与主频之间的耦合导致模态的形态相差较大.另外, 与DMD方法相比POD方法无法判断所提取的模态的稳定性.      

超声速多普勒效应

 多普勒效应是一种重要的物理现象.当声源相对观察者以低于声速的速度运动时,听到的声频变高或变低.这是人们所熟知的.     

冷却流分段注入对超声速气膜冷却的影响

针对超声速气膜冷却中常有激波入射破坏冷却效果的现象,本文在冷却流质量流量一定的条件下研究了5种不同入口高度组合的冷却流分段注入结构,并与冷却流单个注入的情况对比,分析了激波入射情况下冷却流分段注入对超声速气膜冷却的影响。研究结果表明:在激波入射时,对于分段注入只有部分冷却流经历了激波的局部强化掺混作用,因此分段注入与单个注入相比可以提升气膜冷却效果。通过平均气膜冷却效率、最低气膜冷却效率、气膜覆盖率等冷却性能参数的比较,在本文研究的5种冷却流分段注入结构中,结构2的气膜冷却效果最好。     

超声速流动中非线性EASM湍流模式应用研究

针对超声速复杂流动区域精确模拟的需要,发展了基于k-ω可压缩修正形式的非线性显式代数雷诺应力模式（EASM）,提高了该模式对超声速复杂流动的数值模拟精度。通过对二维超声速凹槽和三维双椭球的数值计算表明,与SA和SST常规线性涡黏性湍流模式比较,非线性的EASM模式对大分离以及剪切层流动结构的刻画能力更精细,对剪切层再附区的压力及摩擦系数分布模拟更加精确;EASM模式能够准确地模拟二次激波引起的压强和热流分布情况。     

超声速气膜冷却中激波抑制的研究

针对激波破坏超声速气膜冷却的机理,本文提出了一种壁面开孔的结构,数值研究结果表明：一方面,壁面开孔的结构能使激波作用的区域壁面附近的压力分布较均匀,从而使近壁区的马赫数分布比不开孔的壁面要高,有利于超声速气膜冷却。同时在激波的作用下,冷却气体可以通过开孔壁面的孔进入槽道内,而在槽内的下游再从孔里流出,保护下游的壁面,这...