触摸高温气体动力学

回顾了高温气体动力学与高超声速科技相关的一些重要研究进展,探讨几个具有基础性研究意义的方向：即高超声速流动模拟;高温气体热化学反应机制;高超声速流动滞止区预测;高超声速边界层转捩和激波/激波相互作用诱导的气动热问题．这些研究方向与高温气体效应和强激波密切相关,对高超声速科技关键技术的突破起着重要作用．     

高超声速高温气体效应判据

基于动理论的观点, 提出几种定量判据, 用以判断在怎样的飞行条件下, 高超声速飞行器周围高温空气分子的振动、离解、电离效应是重要的.      

中国科学院高温气体动力学重点实验室研究进展

<正>中国科学院高温气体动力学重点实验室是在钱学森先生和郭永怀先生创立的科研队伍的基础上于1994年组建的.实验室成立以来一直坚持钱学森先生倡导的"工程科学"理念,面向国家安全和国民经济的重大战略需求,主要研究高温、高超声速极端条件下,具有分子振动与转动激发、解离、电离等内态变化介质的流动规律,推动气体动力学科的创新与发展;并通过发展新理论、     

高超声速MHD球头激波脱体距离理论求解

高超声速飞行器强激波后高温气体形成具有导电性的等离子体流场, 电离气体为磁场应用提供了直接工作环境, 磁流体流动控制技术利用外加磁场影响激波后的离子或电子运动规律, 这可以有效改善高超声速飞行器气动特性. 激波脱体距离作为高超声速磁流体流动控制较为直观的气动现象, 受到研究者重点关注; 磁场添加后激波脱体距离发生变化, 其变化幅度直接反映磁控效果, 然而基于高超声速磁流体流动控制的相关理论模型较少, 需要进一步发展. 本文基于低磁雷诺数假设和偶极子磁场分布的条件, 通过对连续方程沿径向积分以及对动量方程采用分离变量的方法, 推导了高超声速磁流体流动控制下的球头激波脱体距离解析表达式. 理论分析结果表明, 激波脱体距离随着磁相互作用系数的增加而变大; 随着来流速度的增加, 磁相互作用系数变为影响激波脱体距离大小的主要因素. 本文理论模型可以达到快速评估磁控效果的目的, 对高超声速磁流体流动控制实验方案设计和结果分析具有一定的指导意义.      

高温真实气体底部流动的NS方程数值计算

本文数值模拟了高超音速飞行时钝锥的底部流动。采用轴对称NS方程并考虑真实气体效应。湍流模型采用修正的Baldwin-Lomax涡粘性代数模型,数值方法空间离散对流项采用显式NND格式,粘性项采用中心差。时间离散采用三阶的龙格-库塔法。真实气体模型采用考虑七种组分四种反应的汉森模型。给出了底部流场的压力和温度分布及各组分的浓度分布。可以看出在近底部区域高速流-绕过拐角就产生一回流旋涡区。由于温度变化很大,气体的热力学特性受气体离解、复合和振动能激发的影响。所以整个流动过程变得十分复杂。     

进气道等离子体/磁流体流动控制研究进展

为实现高速飞行器的宽速域飞行,如何保证进气道在非设计状态下的性能至关重要。相比于传统被动控制方式,等离子体/磁流体流动控制技术作为新概念主动流动控制技术,由于其具有结构简单,快速响应,并可根据实际飞行条件进行反馈控制等优势,在国内外上得到了广泛关注。本文介绍了等离子体/磁流体在高超/超声速进气道的主要应用方式与等离子体/磁流体建模方法。当进气道处于超临界状态时,等离子体/磁流体流动控制主要通过热阻塞效应产生虚拟型面,从而将激波系推回至唇口,该技术有望在需要短时间流动控制的高马赫数导弹上走向工程应用;由于等离子体/磁流体激励器与壁面平齐安装,对于高超声速飞行条件,相比于粗糙元其对热防护的要求较低,并且通过超声速风洞实验初步证明了通过高频激励对边界层施加扰动的可行性,需要从稳定性理论的角度对其物理机制进行研究。在后续发展中需要进一步创新等离子体产生技术及激励方式,发展等离子体与流的全耦合计算模型等离子体与流的全耦合计算模型与高效算法 ,为指导工程应用提供依据.      

高超声速高焓边界层稳定性与转捩研究进展

边界层由层流向湍流的转捩是高超声速飞行器设计面临的重大空气动力学问题. 随着飞行速域与空域的不断拓展, 高超声速高焓边界层中的高温气体效应会使得量热完全气体假设失效, 从而深刻影响流动转捩过程. 相关研究涉及多个学科, 是典型的多物理场耦合问题. 近年来, 随着相关飞行器技术的快速发展, 高超声速高焓边界层转捩问题的重要性越来越得到体现, 相关研究已成为国际上的热点领域. 本文综述相关研究进展, 首先介绍目前常用的高温气体物理模型, 尤其关注热化学非平衡模型, 并介绍激波捕捉、激波装配和边界层方程解等常用的高焓流动求解方法, 以及相关风洞和飞行试验技术的进展. 然后综述高温气体效应对转捩过程中的感受性、模态增长、瞬态增长和非线性作用等的影响的相关研究, 其中流向不稳定性中出现较大增长率的第三模态和超声速模态引起了广泛的研究兴趣. 最后进行总结, 并对未来发展略作展望.      

基于多层分块算法的激波干扰流场预测

激波-激波干扰流场预测是超声速乃至高超声速流动中最具挑战性的问题之一. 特别地, 第IV类激波干扰由于其在壁面驻点附近产生极高的热载荷而备受关注. 本文针对圆柱诱导的弓形激波和入射斜激波的干扰问题, 分别基于量热完全气体模型和考虑振动激发的热完全气体模型, 数值求解有黏二维可压缩NS方程, 分析了高温气体效应对激波干扰流场结构, 以及第IV类激波干扰流场状态参数的影响. 接着, 本文基于一种具有广义可分离特性的遗传算法 (多层分块算法), 给出能够预测不同气体模型下第IV类激波干扰流场三波点的坐标位置、超声速射流的几何形状等特征性几何结构的数学模型, 进一步获得高温气体效应对激波干扰类型转变准则影响的定量化评估. 激波干扰类型转变准则面上的多组临界工况的激波干扰流场结构以及壁面压力和壁面热流分布的对比结果表明, 不同气体模型下的激波干扰类型和流场结构差异较为显著, 获得的定量化预测模型对工程中气动热环境的预测具有一定的参考价值.      

高温环境下结构模态试验技术

由于高超声速飞行器长时间在大气层内工作会面临恶劣的气动热环境,飞行器结构地面模态试验必须考虑高温影响,但高温环境下结构模态试验远比常规试验复杂,目前仍存在很多技术难点亟待解决.本文首先对高温环境下的结构模态试验技术国内外发展现状进行了综述,详细分析了现有的高温环境下结构模态试验中的激励力与振动响应测量技术的特点及适用性,最后展望了高温环境下结构热模态试验技术的发展方向和研究重点.     

磁流体流动控制中的磁场配置效率研究

采用数值模拟方法研究了不同磁场空间构型对弹道式再入飞行器基准外形表面热流分布的影响. 计算模型为低磁雷诺数近似下的磁流体力学模型. 数值模拟结果表明两个大小相同、方向不同的磁偶极子对表面热流密度分布的影响存在较大差异,由此指出热流控制应用中磁场配置的效率问题. 随后的磁场详细作用机理分析表明上述差异的原因在于不同空间磁场分布对流动能量转化机制的影响不同. 以此为基础给出了在流动的不同区域,磁场空间分布应遵循的一般性原则.      

高温下岩石SEM实时实验研究

首次利用带扫描电镜的高温疲劳试验机等目前最先进的实验手段,高温下实时观测了温度变化对石灰岩微结构的影响,有效地避免了由于岩石的热膨胀是不可逆的,它会受加温历史的影响,加热时的特性和冷却后的特性差异较大的影响．发现试样在升温过程很少发现热裂纹,但在冷却过程中反而易出现较多的微裂纹,认为是石灰岩在冷却过程中产生的残余应力所致．     

高温燃气喷流/主流相互干扰实验研究

报道关于高温燃气自由喷流(热喷流)、燃气喷流/主流干扰流对气动热环境影响的实验研究结果. 其意义在于: 抽象出高超声速飞行器实际飞行时燃气喷流及其干扰流的物理模型, 为高超声速飞行器防热需求提供实验依据. 实验主流由脉冲风洞提供,燃气喷流用氢氧燃烧驱动路德维希管的方式产生. 利用脉冲风洞驱动段压力信号自动控制热气源的产生以保证风洞主流与燃气喷流同步, 利用氢气、氮气和氧气的不同比例实现燃气喷流的热力学相似. 实验技术上完成了高温燃气喷流系统的参数采集与系统状态标定; 实验内容上开展了压缩拐角平板模型的气动热实验研究, 通过实验比较了只有主流流场、只有热喷流流场和既有主流流场又有热喷流流场(即干扰流场)3种工况的热流分布. 实验研究发现,热喷流/主流相互干扰会对压缩拐角平板上某一范围内的气动热环境造成显著影响, 热流峰值较无喷流流场高出一个量级.      

THE INVESTIGATION OF EXPERIMENTAL TECHNIQUE FOR HIGH TEMPERATURE GAS JET FLOW TEST IN IMPULSE WIND TUNNEL

报道关于高温燃气自由喷流（热喷流）、燃气喷流／主流干扰流对气动热环境影响的实验研究结果．其意义在于：抽象出高超声速飞行器实际飞行时燃气喷流及其干扰流的物理模型，为高超声速飞行器防热需求提供实验依据．实验主流由脉冲风洞提供，燃气喷流用氢氧燃烧驱动路德维希管的方式产生．利用脉冲风洞驱动段压力信号自动控制热气源的产生以保证风洞主流与燃气喷流同步，利用氢气、氮气和氧气的不同比例实现燃气喷流的热力学相似．实验技术上完成了高温燃气喷流系统的参数采集与系统状态标定；实验内容上开展了压缩拐角平板模型的气动热实验研究，通过实验比较了只有主流流场、只有热喷流流场和既有主流流场又有热喷流流场（即干扰流场）3种工况的热流分布．实验研究发现，热喷流／主流相互干扰会对压缩拐角平板上某一范围内的气动热环境造成显著影响，热流峰值较无喷流流场高出一个量级．     

气流化学激光理论研究的若干进展

以超声速HF/DF化学激光和超声速氧碘化学激光(COIL)为代表的气流化学激光(GCL), 因其科学意义、军事和工业应用价值，近30多年来得到了突飞猛进的发展.由于超声速膨胀混合流在控制强放热反应动力学和热力学过程方面的特殊本领，使气体动力学在高功率GCL的发展中起着关键性的作用.高功率GCL性能的分析计算自然也沿用非平衡气体动力学的方法，假定气流(包括激光能级分子和原子)为连续介质，谱线为均匀加宽，并联立求解气体动力学方程组，增益动力学和基于光强迭加原则的辐射传输诸方程，称为速率方程(RE)模型.20世纪70年代后期又提出和发展了GCL性能计算的半气体动理学(SGK)模型，在SGK模型中仍假定气流为连续介质，但同时考虑了激光能级分子微观热运动的贡献，谱线加宽的非均匀加宽效应，并用双参数摄动法求解激光能级分子速度分布函数方程组(即广义Boltzmann方程组), 因此SGK模型是一个同时考虑宏观和微观尺度运动的跨尺度模型.本文综述RE模型和SGK模型以及用它们预测GCL性能的若干研究进展，同时简评等增益模型和腔模(模图样)理论研究的一些进展.最后从气体动力学的角度提出一些值得 进一步研究的课题.     

高压环境条件下注浆模型试验系统设计

注浆工程常常在高地层压力、高水压力的地质环境条件下进行(如煤矿堵水或注浆加固工程)。为了研究高压环境条件下注浆浆液的渗流扩散特征,作者研制了可形成5MPa以上高压环境的注浆试验系统。该试验系统由四个功能模块组成,并可分为四个设备子系统。该试验系统的核心设备高压注浆模型试验装置中应用压力传导管解决了高压罐体内部监测设计所遇到的尺寸效应、传感器防腐、高压密封等难题。     

压气机流动稳定性自适应控制方法研究进展

压气机流动稳定性自适应控制是未来智能航空发动机的一项关键技术. 基础研究需要回答3个关切: 如何描述系统的稳定性？如何改变系统的稳定性？如何监测系统的稳定性？为此, 本团队在压气机流动稳定性通用理论、壁面阻抗边界扩稳方法和在线实时失速预警技术等3个方面开展了系统深入的研究工作. (1)所发展的叶轮机流动稳定性通用理论既能包含流动非均匀性又能考虑叶片几何, 计算高效, 预测精度高, 为压气机气动/稳定性一体化设计提供了可靠的评估工具. (2)所发展的基于壁面阻抗边界调控策略的SPS (stall precursor-suppressed)机匣处理和泡沫金属机匣处理在扩稳、降噪和保持系统气动性能方面取得实质性进展, 采用等价分布源方法建立了包含机匣处理影响的压气机失速起始预测模型, 对SPS机匣处理和泡沫金属机匣处理关键结构参数进行敏感性分析, 使其具有明确的理论设计准则. 实验结果证实, SPS机匣处理通过抑制失速先兆波的非线性演化达到扩稳的目的, 在扩稳的同时可以保持压气机的压比和效率特性; 泡沫金属机匣处理可以实现扩稳和降噪的双重效果, 也具有良好的工程应用前景. (3)所发展的基于气动声学原理的实时失速预警方法将压气机失速预警时间提高到秒量级以上, 能够在线监测系统稳定性. 综合上述理论预测方法、扩稳技术和实时失速预警技术, 发展了闭环反馈自适应控制方法, 为未来智能航空发动机提供了一种自适应扩稳控制技术.      

高温气体反应流中的物理力学问题

从气体动理论(kinetic theory of gases)的原理出发导出了非平衡条件下高温气体反应流基本守恒方程组.讨论了出现在方程组中的各种通量在非平衡条件下的意义,给出了从微观出发的输运系数表达式.介绍各种物理动理论与化学动理论过程的微观理论,讨论了在非平衡条件下现有理论的困难.     

高超声速高焓条件下的内嵌式温敏漆测量方法

热流密度点测量结果并不能完全反映详细的热流分布特征, 尤其是针对热流梯度较大、热流分布复杂的区域, 需要热流密度场测量技术以获取全场精细的热流分布特征. 应用温敏漆测量热流密度场的方法得到了广泛应用, 但实验条件来流总温较低, 与真实飞行环境存在明显差异, 真实飞行条件下的辐射效应严重限制了温敏漆技术的应用. 针对高超声速高焓条件下缺乏热流密度场测量方法的难题, 提出了内嵌式温敏漆测量方法, 基本思想是利用温敏漆测量内壁面温度的变化历程结合热传导反问题的求解确定热流密度. 本文详细介绍了内嵌式温敏漆测量方法的测量原理、测量系统构成、数据处理方法、设计原则及该测量方法的优势. 针对高超声速风洞实验中常见的阶跃、线性和局部突变等热流密度分布进行了数值验证, 验证了内嵌式温敏漆测量方法的可行性, 并分析了风洞实验温度测量精度及噪声对测量结果的影响. 内嵌式温敏漆测量方法可用于测量高超声速真实飞行环境下细致的气动热特征, 扩展了温敏漆测量方法的应用范围, 解决了高超声速高焓条件下缺乏热流密度场测量方法的难题.      

大霍尔系数下电离气体与磁场相互作用规律数值研究

通过洛伦兹力与焦耳热耦合流场N-S方程和电势场泊松方程, 实现对低磁雷诺数磁流体流场的数值模拟, 并考虑霍尔效应和外电路对计算结果的影响. 采用无虚拟时间步的LUSGS预处理BI-CGSTAB算法解决了大霍尔系数下泊松方程病态矩阵求解问题. 对霍尔系数10$^2$的量级的高超声速磁流体圆管绕流和进气道隔离段能量沉积两种现象的数值模拟表明, 外电路、电极冷却措施、等离子体均匀度对电磁力作用效果影响很大.