纳米示踪平面激光散射技术在激波复杂流场测量中的应用

在激波以及激波边界层相互作用这类含激波的复杂流场中,流场结构具有明显的三维特征.研究这类流场,采用纹影、阴影和干涉等传统流动显示技术空间分辨率较低,难以分辨流场的三维特性.基于纳米示踪的平面激光散射技术(nano-tracer planar laser scattering,NPLS),是作者近年来开发的一种新的研究超声速流场的测试与显示技术,可对超声速复杂三维流场进行高时空分辨率流动显示与测量.NPLS技术的特点使其成为测量激波复杂流场的有力手段.近年来,作者以NPLS技术为主要手段,对航空航天领域典型的激波复杂流场进行了试验研究,包括超声速弹头绕流、超声速混合层、超声速边界层,以及激波边界层相互作用流场,显示出NPLS技术在激波复杂流场精细测试与流动显示中优势.本文简要介绍NPLS技术在激波复杂流场测量中应用的研究进展.      

三维定常跨音速机翼绕流的松弛方法

跨音速流动是以同时存在亚、超音速流动并伴随激波为特征的,从数学的角度来看,跨音速流动的特性必须用在亚音速区为椭圆型,而在超音速区为双曲型的“混合”微分方程的解来描述.这类方程是非线性的,其解通常包含间断面——激波.处理有嵌入激波的跨音速流动的最好方法是有限差分松弛迭代法,虽然首次用松弛法解跨音速流动的是Emmons,但因他是用Rankine-Hugoniot关系式装配激波的,所以没有得到普遍应用,Murman和Cole提出的自动计算激波的有限差分松弛法,为计算跨音速绕流流场开辟     

低超声速圆球绕流后体流场的数值模拟

本文根据圆球跨声速自由飞行实验的流谱结构,建立了低超声速圆球分离流动的流动模型,它成功地计算了考虑粘性分离影响的圆球绕流的后体流场。在计算得到的后体流场中,反映流谱特征的分离激波、尾激波、分离界面等,其位置和形状与实验结果吻合很好,因此本文给出了一种能反映真实流动情况的圆球后体流场介。     

S.M.Bogdonoff教授在中国科学院力学研究所讲学

美国普林斯顿大学S.M.Bogdonoff教授于5月19日下午在力学所介绍了他们几年来在湍流边界层分离研究方面取得的进展和今后工作的展望。他们研究的主要对象是四种翼的典型外形(图1)在马赫数3和高雷诺数(10~7—10~8/米)来流条件下产生的激波湍流边界层干扰流场。研究内容主要是干扰流场的平均性质和干扰流场的非定常性。他们用煤油-烟黑油流      

迎风通量差分分裂法对边界层特性的数值模拟

迎风通量差分分裂法作为一种高效率的数值方法,已被广泛地用于模拟各种复杂流场,但用这类方法模拟有边界层存在的超音速粘性流场时,必须保证通量差分分裂为守恒的;否则,将在边界层内引入一个可观的虚假人工扩散项和压力梯度项,歪曲了边界层特性。本文就这个问题进行理论和数值的研究。     

迎风通量差分分裂法对边界层特性的数值模拟

迎风通量差分分裂法作为一种高效率的数值方法,已被广泛地用于模拟各种复杂流场,但用这类方法模拟有边界层存在的超音速粘性流场时,必须保证通量差分分裂为守恒的;否则,将在边界层内引入一个可观的虚假人工扩散项和压力梯度项,歪曲了边界层特性。本文就这个问题进行理论和数值的研究。     

激波风洞内超燃冲压发动机三面压缩进气道流场实验观测

主要进行了超燃冲压发动机三面压缩进气道的实验观测。利用来流马赫数4.5的直通式激波风洞,考察了三组具有不同压缩角度的进气道模型内部的流场情况。实验观测手段为油流法、丝线法和高速纹影,同时,辅以数值模拟以有助于流场细节分析。纹影照片展示了进气道内部以激波边界层相互作用为主要影响因素的流场复杂结构,数值模拟也显示了相近的结果。油流技术与丝线法显示了近壁面处的流动图像,照片中可见激波、分离线、再附线等分界线位置。根据实验结果,可以推测唇口激波与进气道内边界层的相互作用及其引起的壁面分离是影响进气道内流动的主要因素。同时,尝试了利用抽吸方法减弱激波与边界层相互作用诱发的壁面流动分离,并取得一定结果。     

计算回转体粘性绕流的流线迭代法

本文提出了一种计算回转体定常.不可压缩粘性绕流问题的新数值方法。通过一组坐标变换把径向和轴向都延伸到无限的外流场变换到有限区域的内流场,从而把计算内流场的粘性流动的流线迭代法推广应用到计算回转体粘性绕流流动。用本方法理论预测的轴对称物体表面压力分布与在不同试验条件下(风洞和水池)、几何形状差别较大的两条回转体得到的试验数据相比较,一致性好。     

TVD格式在超音速喷管三维粘性流动求解中的应用

详细给出了任意三维曲线坐标系中Ｎｏｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程的对流项ＴＶＤ格式的构造过程，建立了数值求解三维粘性流动的计算方法，应用该方法对三维超音速喷管中有激波及无激波情况下的两种工况的层流流场进行了数值求解，并与实验做了对比。结果表明本文建立的计算方法具有较高的精度，同时也证明ＴＶＤ格式具有分辩率高，稳定收敛等优点，为进一步开展叶栅流场及紊流的研究打下了基础。     

氢气泡显示技术的应用

引言流场显示主要是把流体(如水、气、油)在流动过程中或物体绕流时所产生的流动图案(即流谱)用某些特定的方法以直观的形式显现、记录下来,从而为建立数学模型、理论分析以及直接定性、定量测量提供实验资料。...     

环形激波绕射、反射和聚焦流场的间断有限元模拟

采用间断有限元方法对环形激波在圆柱形激波管内绕射、反射和聚焦流场进行了数值模拟。将二维守恒方程的间断有限元方法发展到轴对称Euler方程,并对环形激波绕后台阶流动进行了数值计算。计算结果表明,采用间断有限元方法能够有效地捕捉运动激波在圆柱形激波管内传播的复杂流场结构;在聚焦点附近,数值解具有较大的梯度变化,表明该方法对间断解具有较强的捕捉能力,在聚焦点附近不会产生振荡或抹平间断现象。     

无黏流场中结构振动的气动非阻尼现象

研究跨音速飞行航天器的流-固耦合振动非阻尼现象的作用机理.研究表明,流场中的跨音速激波过程是此类非阻尼现象不可忽略的基本原因之一;由于流场对物体振动响应的滞后,形成了周期变化的分布气动力与物体运动之间有规律的相位差异,这种相位差可以引发局部的非阻尼的脉动力作用.这一机制与流场中的黏性过程如边界层和分离流动无关.单纯考虑黏性现象对非阻尼作用影响的认识是有缺陷的.     

超音速粘性流动的SUPG有限元数值解法

本文构造了准简化 N-S 方程组的 SUPG(Streamline Upwind/Petrov-Galerk-in)加权剩余式,并利用该方法对 Burgers 方程、无粘性激波反射问题、以及超音速平板和压缩拐角的层流流动作了数值求解。计算结果表明,本文方法是精确、收敛和稳定的。     

液桥中不同Prandtl数流体的热毛细对流

本文研究从上面加热的液桥中不同 pr 数流体的热表面张力驱动对流。在 Ma 数相同的条件下,不同 pr 数流体液桥中的温度分布和流场结构定性相似,但定量结果不同。小pr数(pr<<1)流体液桥中的粘性边界层远小于热边界层,最大流函数所在位置向冷端偏移,有较大的流动速度。结果表明,Ma 数是描述这种流动的敏感参数。     

张量方程在三维粘性绕流计算中的应用

本文采用张量形式的粘性激波层方程,用空间推进的数值方法计算了球锥、椭球锥有攻角高超音速绕流问题,并计算了组合椭球锥的粘性绕流,从而说明了本文的方法可推广应用于一般外型飞行器的小攻角绕流计算问题。文中考虑了在高超音速流动条件下空气的非平衡化学反应,认为化学反应的速率是有限的     

高超声速流场激光测速技术研究进展

高超声速气流条件下飞行器内/外部流动中存在强湍流及脉动、边界层转捩、激波-边界层干扰和高温真实气体效应等耦合效应,表征该非定常流动现象对飞行器气动力、气动热以及目标光电特性等产生的影响是高超声速流动研究中的前沿课题.速度作为表征流动过程最重要的参数之一,准确的速度测量对于深入理解上述复杂流动-传输机理以及高超声速飞行器设计具有重要指导意义.文章针对高超声速流场速度测量中几种常用的非接触式激光测试技术进行了综述,主要包括基于空间法的粒子图像测速,基于激光吸收光谱、激光诱导荧光和瑞利散射的多普勒测速,基于飞行时间法的分子标记测速,以及基于流场折射率的聚焦激光差分干涉测速技术.首先简要介绍每种激光测速技术的基本原理,然后进一步介绍该技术在高超声速自由流、层/湍流边界层、激波/边界层干扰、尾流或其他复杂流动区域的速度及其脉动度测量等方面的典型应用,分析各种技术环境适用性及面临的局限性和挑战.最后对基于激光技术的高超声速流场速度测量进行了总结及发展趋势展望.     

EFFECT OF TRANSVERSE CURVATURE ON AXISYMMETRIC COMPRESSIBLE LAMINAR BOUNDARY LAYER

在轴对称细长体的绕流中,同物体当地横向曲率半径相比,粘性边界层厚度可能不是一个小量,而可能是大好多倍的量;这时在经典的Prandtl边界层方程中,以物体的横向曲率半径来代替边界层中任一一点到对称轴的距离,这种简化方法已不适用.因此,本文老虑了横向曲率对轴对称可压缩层流边界层流动的影响.首先研究了强影响区.在完全气体,Prandtl数等于1,粘性系数与温度成正比,以及压力梯度可以忽略等假定下,以一个表示横向曲率影响的量θ为小参数,将流函数展成幂级数,从而求得了强影响区域中的摩阻系数和热传递系数的渐近解.为了使这个展开式一致有效,文中用FLK方法消除了二级近似(卽级数中的第三项少在物面附近的奇异性。结果表明,对于幂次物体r_w~xⁿ来说,在强影响区,物面摩阻系数C_f和热传递系数St有下面的形式:C_f=4C_e/R_ex T_w/T_e x/r_w cosφ{θ+[0.577-In(1+2n)]θ²}+O(θ³,St=1/2C_f.其次,采用动量积分关系方法研究了横向曲率在整个流动区域中的影响,文中采用Crocco变量下的形式,选择适当的切应力τ和速度μ的关系,求得了圆柱和圆锥的C_f, St表达式,井与弱影响区、强影响区的渐近解作了比较.     

爆轰波通过扩张喷管的双曝光全息实验和数值研究

结合实验和数值模拟方法,对以脉冲爆轰发动机为背景的爆轰波通过扩张喷管的流动进行了系列研究。实验采用双曝光全息干涉方法对爆轰波绕射流场进行测量,得到了比传统的纹影法更清晰和可定量化的照片。发展了基于非结构四边形网格自适应有限体积程序,结合基元化学反应模型对扩张喷管中爆轰化学反应流场进行了数值模拟,模拟结果与实验照片吻合较好。实验和数值模拟结果表明,爆轰波绕射具有许多和激波绕射不同的流场特征,其中包括二次起爆现象、化学反应面与前导激波相脱离而引起的复杂流场等,同时初始压力和扩张角度变化也对爆轰波绕射过程产生较大影响,初始压力越低,化学反应区和前导激波分离现象越明显,且前导激波的曲率越大。     

跨音速翼型上的激波／边界层干扰自适应控制计算

在激波区使用自适应壁对跨音速翼型的激波／边界层的相互作用（干扰）进行控制，可改变机翼的气动性能，这种被动控制可通过在翼型的激波区开一凹腔，其上覆盖一弹性橡胶膜柔壁来，本文给出用Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｒ方程数值模拟这一自适应控制翼型的跨音速粘性绕流，提出了一个适应于本特殊情况（物面边界局部地区在求解过程中有变化）的处理办法。并探讨了自适应柔壁对当代跨音速翼绕流的影响。     

一种新的运动激波--非定常边界层相互干扰现象

本文探讨了一种新的激波－非定常边界层相互干扰现象，这种激波－边界层干扰现象既不同于定常激波－边界层干扰现象，又不同于激波在端面反射后与该激波所诱导的边界层之间的干扰现象，而是运动激波与稀疏波和第一激波所诱导的非这常边界层之间的干扰现象，本文对这种现象用微波动力学理论进行分析，并把这种干扰现象看成激波的绕射现象，同时在稀疏波破膜的双驱动激波管中进行实验观察，最后把理论分析与实验观察进行了比较。