长试验时间激波风洞测力技术研究

中国科学院力学研究所复现飞行条件高超声速激波风洞JF12的落成突破了毫秒级试验时间的瓶颈,有效试验时间超过100 ms.因此,对于JF12长试验时间激波风洞的测力试验,基于应变天平技术较为成熟、结构简单等优点,我们考虑采用传统的应变计天平.但是,激波风洞来流冲击所带来的惯性力干扰导致天平测力系统产生低频振动,传统内置应变天平的结构刚度很难保证信号有足够的处理周期,这大大限制了激波风洞测力模型的尺寸和重量.针对这个难题,基于JF12激波风洞的运行特点及对测力天平刚度特性的特殊要求,优化设计了应变天平的测力单元结构以适用于这种脉冲动态测力试验,相应加工制造了大刚度、低干扰、高灵敏度的系列脉冲型应变天平,结构形式包含了杆式和盒式,最大载荷(法向力)从1 k N到30 k N,以满足不同尺度飞行器的测力试验需求.同时,我们应用不同尺度的测力模型对研制的脉冲型天平在JF12激波风洞进行了一系列动态气动力测量试验,以进一步评估JF12系列脉冲型应变天平的结构特性和测力性能.     

超声速后台阶流动/射流相互作用的数值模拟

采用高精度格式求解二维Navier-Stokes方程研究超声速射流与同向超声速后台阶流动相互作用的流场基本结构及规律，分别应用5阶WENO格式、6阶中心差分格式离散对流项和黏性项，时间推进采用3阶Runge-Kutta格式，并应用消息传递接口（message passing interface，MPI）非阻塞式通信实现并行化.分别研究了超声速后台阶流动、超声速射流的基本结构特征，以此讨论和分析超声速后台阶流动/射流相互作用的特征，以及不同来流条件对波系结构、涡结构、剪切层、膨胀扇等的影响，尤其是来流剪切层和射流剪切层的相互作用，形成复杂的波系结构及相互干扰的流动现象.      

Numerical investigation on evolution of cylindrical cellular detonation

Cylindrical cellular detonation is numerically investigated by solving two- dimensional reactive Euler equations with a finite volume method on a two-dimensional self-adaptive unstructured mesh. The one-step reversible chemical reaction model is applied to simplify the control parameters of chemical reaction. Numerical results demonstrate the evolution of cellular cell splitting of cylindrical cellular detonation explored in experimentas. Split of cellular structures shows different features in the near-field and far-field from the initiation zone. Variation of the local curvature is a key factor in the behavior of cell split of cylindrical cellular detonation in propagation. Numerical results show that split of cellular structures comes from the self-organization of transverse waves corresponding to the development of small disturbances along the detonation front related to detonation instability.     

散心柱面胞格爆轰演化数值研究

采用有限体积方法，在自适应非结构网格上求解二维含化学反应Euler方程，数值研究了柱面胞格爆轰波演化现象．化学反应计算采用单步可逆总包反应模型．数值结果演示了散心柱面胞格爆轰波演化过程中胞格结构的分裂现象，获得了与实验结果定性一致的结果．胞格结构的分裂演化在点火区近场和远场显示了不同的特点，其中爆轰波传播过程中波阵面当地曲率的变化是控制胞格分裂演化行为的关键因素．数值结果也显示胞格结构的分裂现象来自于爆轰波前锋结构中横波的自组织行为，即沿爆轰波波面传播的小扰动发展成为横波的过程，这种现象与胞格爆轰波的不稳定性密切相关．     

激波与爆轰波对撞的数值模拟研究

用二阶精度NND差分格式和改进的二阶段化学反应模型模拟了爆轰波与激波的对撞过程， 研究了不同强度入射激波对爆轰过渡区域的影响. 当对撞激波较弱时，透射爆轰波演变主要 受流动膨胀作用的影响，可划分为对撞影响区、爆轰恢复区和稳定发展区3个阶段. 在爆轰 恢复区和稳定发展区，前导激波压力经历一个过冲、然后向稳定爆轰过渡的过程，表现了爆 轰波熄爆和再起爆的物理特征. 当对撞激波较强时，可燃混合气体的高热力学参数导致了更 高的化学反应活化程度，形成了弱爆轰向稳定爆轰的直接转变.     

结构振动对大型激波风洞气动力测量的干扰

激波风洞起动过程形成冲击载荷激励测力系统的结构振动,气动力测量过程中振动尚未衰减,测力过程可以看作是一个动态的过程,激波风洞中天平输出信号包含了振动干扰的输出信号,现有的解决方法缺乏理论支撑,精度受限.本文应用振动理论方法,得到了自由振动、强迫振动特性的基本解析结果.自由振动特性研究中考查了单个振型对测力的干扰及其影响规律以及干扰量幅值随测力截面相对位置的变化规律.强迫振动特性研究了不同载荷强迫振动下各阶振型对测力的干扰.研究表明,由于干扰量幅值与加速度幅值的"零点位置"不重合,传统加速度惯性补偿存在理论上的缺陷.实验中确定干扰量主要来源需要综合考虑截面位置、载荷作用位置、载荷类型的影响.     

支杆-钝头体带攻角流场和“军刺”挡板作用研究

通过三维N-S方程的数值求解, 研究了支杆-钝头体结构在10º攻角M∞=6.0飞行条件下的流场结构和特点, 指出其气动力特性恶化的原因, 提出采用``军刺'挡板改善流场和气动力特性, 并通过对比两种不同挡板作用下的流场和气动力特性变化分析其作用机理, 发现``军刺'挡板结构分割流场抑制三维效应形成的周向流动, 迎风面形成稳定的回流区和剪切层结构, 将迎风面锥激波推离轴线, 降低钝头体肩部流动结构相互作用强度, 并在一定程度上缓解背风面流动干扰, 明显改善支杆-钝头体带攻角飞行时的气动力特性.     

高超声速边界层液膜演化过程和冷却机理研究

高超声速液膜冷却技术是通过一系列狭缝或孔洞压出冷却工质,在飞行器表面边界层形成一层低温冷却膜,阻止高超声速气流对飞行器的气动加热.其作为一种主动冷却方式在高超声速飞行器表面热防护有着巨大的应用潜力.文章采用数值方法,结合VOF模型,研究25 km飞行高度和Ma=5气流条件下的液膜铺展情况,并通过不同冷却工质的入射速度、角度、表面张力和黏性系数条件,讨论了液膜在平板上的演化过程和冷却机理.结果表明,在气流作用下,液膜向壁面下游发展,液膜的存在导致边界层分离,连续液膜会在一定位置断裂为液块,然后进一步破碎为液滴.入射条件和液体性质的改变,会影响液膜沿流向的发展,具体表现在连续液膜断裂点的位置和连续液膜的厚度.在所设定的计算域内,壁面热流降低了80%～95%,液膜对壁面的冷却效率随着液膜形态的变化而变化.