二维翼型跨音速绕流的数值模拟

本文结合高精度TVD格式的数值通量和时间进展多步法给出了一种求解定常流问题的数值方法。同时给出一些特殊处理来加快数值解的收敛速度。本文用以上方法计算了翼型跨音速绕流问题,结果表明此方法具有分辨率高,收敛速度较快之性质。     

带有结构非线性的跨音速翼型颤振特性研究

以非定常N-S方程为主管方程,采用时间推进的方法,计算翼型振荡的瞬态非定常气动力,并与带有结构非线性的颤振方程耦合求解,计算了带有结构刚度非线性(间隙型,三次型刚度非线性)和结构阻尼非线性(三次型阻尼非线性)的结构响应特性和颤振特性.计算研究表明,由于同时具有结构和气动非线性,振荡极限环和气动力极为复杂.     

跨音速自然层流翼型多目标优化设计

应用多目标优化方法在推迟翼型转捩位置的同时,优化激波控制鼓包的位置和外形来减小波阻.经过优化得到多目标问题的Pareto阵面解,通过对其上翼型的气动性能分析发现:优化后翼型的层流区域及激波强度较初始翼型均有改善.结果表明本文方法可以有效地解决层流翼型设计过程中转捩位置和激波强度之间的矛盾.     

不确定时变混沌系统的一种自适应无抖振变结构控制

混沌系统的一般变结构控制方法存在高频抖振和需要事先已知系统不确定项的上界等不足,针对这些不足,以一类不确定时变混沌系统为例,提出了自适应无抖振变结构控制（ACFVSC）方法,以控制混沌系统到任意设定轨道.该方法不仅能消除滑模面附近的抖振现象,实现渐近跟踪,而且不需要“不确定项的上界已知”的先验知识.ACFVSC的渐近跟踪分析与仿真结果都表明,只要选择合适的控制器参数,就能在有限时间内达到任意的设定跟踪精度.关键词：不确定时变混沌系统变结构控制无抖振     

跨音速轴流风扇转子叶顶泄漏流的数值研究

采用数值模拟方法研究了不同间隙,不同流量工况下叶顶泄漏流非定常流动特征,发现在研究的三个间隙中,只有当间隙大于或等于设计间隙时,流动才会出现非定常性.随着流量的减小,泄漏涡轨迹前移,当泄漏涡轨迹到达相邻叶片压力面时,影响压力面压力分布,打破流场静态平衡,引起叶顶流场及激波位置、强度发生非定常波动.     

翼型绕流的洛伦兹力控制机理

在翼型上翼面壁面附近流场中形成的流向洛伦兹力,可提升翼型的升力减小阻力,然而制约其推广应用的主要瓶颈是极为低下的控制效率,为提高洛伦兹力的控制效率,需研究其控制机理.以翼型绕流的洛伦兹力控制为例,利用双时间步Roe格式及水槽对其进行数值及实验研究.结果表明:洛伦兹力的控制效果随着来流速度的增加而下降,升力增幅和阻力减幅与来流速度大小呈反比关系,但升力增加和阻力减小的规律不变,都是升力先急剧增加随后缓慢增加,而阻力先急剧减小然后再缓慢增加,基本原因为升力和阻力先受洛伦兹力推力的影响而分别增加和减小,随后洛伦兹力作用增加翼面壁面摩擦力,导致升力减小和阻力增加,流向洛伦兹力还导致翼型壁面压力下降,增加翼型升力和压差阻力;壁面摩擦力导致的升力降幅比壁面压力变化导致的升力增幅小,壁面压力变化起主导作用;洛伦兹力推力对阻力的降幅比压差阻力的增幅大,洛伦兹力推力起主导作用,因此阻力减小.     

不同喷流对激波/边界层干扰控制特性对比

采用数值模拟的方法对比研究了定常、方波脉冲、正弦脉冲这3种喷流对Ma=2流动激波/边界层干扰的控制效果, 分析了不同喷流方式对受控流动流场结构、压力分布的影响. 结果表明, 不同喷流方式都能够实现对受控流动的有效控制, 可以增大激波距离, 减弱激波强度, 减小激波发生器壁面压力. 在控制效果方面, 定常喷流效果最佳, 方波脉冲喷流效果次之, 但定常喷流所需要的质量流量也最大, 方波脉冲质量流量次之. 3种喷流的控制效果与所需质量流量的关系表明, 控制收益的增加随着质量流率的增大而减小.      

等厚薄板翼型的气动力特性研究

本文从吹风实验及数据分析两方面来研究等厚薄板翼型的气动力特性。在实验中对单园弧、双圆弧、抛物线三种类型的薄板翼型进行了孤立翼型的吹风试验，得出了各翼型升力系数，阻力系数随冲角变化的结果。然后利用非交错网格下的ＳＩＭＰＬＥ方法，计算了等厚薄板翼型流场，计算结果和实验结果吻合较好。     

激波/边界层干扰对等离子体合成射流的响应特性

利用高速纹影系统和数值模拟方法研究了激波/边界层干扰对逆流喷射的等离子体合成射流的响应特性,并揭示了流动控制机理.实验在来流马赫数Ma=3.1的风洞中进行,测试模型采用钝头体和压缩斜坡的组合模型,等离子体合成射流激励器安装在钝头体头部.纹影系统捕捉了放电频率为f=1 kHz和f=3 kHz的激励对附体激波形态和分离激波运动的控制效果.等离子体合成射流使压缩斜坡激波/边界层干扰区域的起始点向下游移动,分离泡尺寸减小,附体激波强度减弱,发生弯曲,再附点移向上游,与此同时分离激波向附体激波逼近.与f=3 kHz激励相比,f=1 kHz激励的射流流量更大,对激波/边界层干扰的影响范围更广、控制效果更好.通过数值模拟,揭示了射流与来流相互作用对下游流场的作用机理:射流与来流相互作用诱导出大尺度旋涡,大尺度旋涡耗散发展增强了近壁面流场的湍流度;压缩斜坡上游近壁面的流场性质发生变化,进而导致了压缩斜坡激波/边界层干扰区域流动的变化.     

Gas-dynamic mechanism of the effect of pulsed-periodic energy supply on shock-wave structure of transonic flow around airfoils

Gas-dynamic mechanisms of the shock-wave structure restructuring is investigated in a transonic flow around an airfoil at a pulsed-periodic energy supply. It is shown that it does not reduce only to the effects of the low-density wake forming behind the energy source on the shock wave but represents a combination of several factors, of which the “explosion” character of the disturbance development is determining.     

向前台阶分离流的数值模拟

本文利用文献[1~3]中提出的差分格式,数值求解了二维向前台阶分离流的问题。着重研究了流体粘性和流体可压缩性对流动的影响。给出M=0.2,0.8,2.3,Re=720和M=2.3,Re=72,720,7220的流动结果。在M=0.8,Re=720流动中计算结果给出了台阶后有一个小分离泡的现象。所得M=2.3,Re=7220的计算结果和文献[5]中的实验结果进行了比较。     

机翼跨声速非定常绕流IA型反命题变域变分有限元解

以文[1]提出的二维振荡机翼含激波跨声速非定常绕流I_A型反命题变分原理为基础,构建求解I_A型反命题的有限元解法。构造了三维时空可变节点有限元来捕获自由尾涡面和翼面几何形状,跨声速流中的激波用人工密度法捕获。在远场边界上采用简化的无反射边界条件,新型非定常Kutta条件被用于处理尾缘条件。用该方法,根据翼型跨声速非定常绕流翼面压力分布求解I_A型反命题,得到了NACA64A010翼型的几何形状,计算结果令人满意。     

一个跨音风扇级转/静干扰流动的时间精确模拟

本文采用双时间步法,较为方便地将孤立叶排定常流场求解拓广为转／静干扰非定常流场时间精确求解,而且该流场时间精确求解方法收敛速度较作者最初工作有较大提高．文章通过对一跨音风扇级非定常流场时间精确模拟,对叶轮机非定常流动建立了一定理解．     

跨音速压气机转子叶表和端壁抽吸对比研究

以NASARotor35为研究对象,应用数值模拟手段深入分析了该转子在近失速工况的流动特征,针对其叶片吸力面附面层分离和上端壁处严重的二次流动,对比研究了叶表抽吸和上端壁抽吸对该转子流场结构以及气动性能的影响。计算结果表明：两种抽吸形式均使压气机的压比和效率有所提高。叶表抽吸可有效控制叶片通道激波,减小叶片吸力面的分离...     

Deposition of Cu seed layer film by supercritical fluid deposition for advanced interconnects

The deposition of a Cu seed layer film is investigated by supercritical fluid deposition(SCFD) using H2 as a reducing agent for Bis(2,2,6,6-tetramethyl-3,5-heptanedionato) copper in supercritical CO2(scCO2).The effects of deposition temperature,precursor,and H2 concentration are investigated to optimize Cu deposition.Continuous metallic Cu films are deposited on Ru substrates at 190℃ when a 0.002 mol/L Cu precursor is introduced with 0.75 mol/L H2.A Cu precursor concentration higher than 0.002 mol/L is found to have negative effects on the surface qualities of Cu films.For a H2 concentration above 0.56 mol/L,the root-mean-square(RMS) roughness of a Cu film decreases as the H2 concentration increases.Finally,a 20-nm thick Cu film with a smooth surface,which is required as a seed layer in advanced interconnects,is successfully deposited at a high H2 concentration(0.75 mol/L).     

涡轮中的激波/叶排相互作用

本文对涡轮中激波／叶排干扰进行了初步研究。结果表明,关于激波／叶排干扰的认识是无导叶对转涡轮研制的重要理论基础。此外,激波／叶排干扰是存在该现象的涡轮所受高周交变力的主要原因,要解决这类涡轮的高周疲劳问题（ＨＣＦ）必须深入研究激波／叶排干扰．     

Modeling of plasma-controlled surface evaporation and condensation of Al target under pulsed laser irradiation in the nanosecond regime

Phase transition on the surface of an aluminium target and vapour plasma induced by laser irradiation in the nanosecond regime at the wavelengths of 1.06 and 0.248 μm with an intensity of 10⁸-10⁹ W/cm² in vacuum are analysed. Particular attention is paid to the wavelength dependence of the observed phenomena and the non-one-dimensional effect caused by the Gaussian laser intensity distribution. A transient two-dimensional model is used which includes conductive heat transfer in the condensed phase, radiative gas dynamics and laser radiation transfer in the plasma as well as surface evaporation and back condensation at the phase interface. It is shown that distinctions in phase transition dynamics for the 1.06 and 0.248 μm radiation result from essentially different characteristics of the laser-induced plasmas. For the 1.06 μm radiation, evaporation stops after the formation of hot optically thick plasma, can occasionally resume at a later stage of the pulse, proceeds non-uniformly in the spot area, and the major contribution to the mass removal occurs in the outer part of the irradiated region. Plasma induced by the 0.248 μm laser is much more transparent therefore evaporation does not stop but continues in the subsonic regime with the Mach number of about 0.1.     

高超声速激波/湍流边界层干扰的初始分离条件

激波/湍流边界层干扰(shock/turbulent boundary layer interaction,STBLI)是航空航天领域中广泛存在的一种复杂流动现象,对飞行器的气动性能具有显著影响。通过理论分析和数值模拟,对高超声速斜激波入射平板湍流边界层的初始分离条件进行了研究,提出了一个基于高超声速相似参数和湍流黏性干扰参数的显式预测式,用于预测平板STBLI的初始分离。本研究考虑了Mach数、Reynolds数和壁温比等参数,进行了一系列算例的数值模拟,结果表明,本文提出的初始分离判据在相当大的参数范围内均有良好的适用性。进一步分析发现,Mach数和Reynolds数对初始分离的影响较大,而冷壁范围内的壁温比对初始分离的影响较小。这些结果和分析有助于理解高超声速流动中的激波诱导分离现象和后续预测激波/湍流边界层干扰的分离尺度。     

超音速涡轮叶栅气动性能实验及分析

利用中国科学院工程热物理研究所和哈尔滨汽轮机厂合建的暂冲式超音速平面叶栅风洞,在详细校核进口流动均匀性、出口流动周期性及叶栅中部流动二元性的基础上,详细测试了三套超音速涡轮叶栅在设计和非设计等三个攻角状态下的气动性能及叶片表面压力分布,为超音速涡轮叶栅的后续研究积累了翔实的实验资料。