流过泰氟龙烧蚀表面的化学非平衡边界层数值研究

对流过泰氟龙烧蚀表面的化学非平衡边界层进行了数值分析．研究了气体模型、化学反应速率常数和壁画催化对边界层特性的影响．研究表明，气体模型对烧蚀产物组元浓度大小的排序有很大影响，但不同气体模型造成的电子数密度差最大仅一个数量级；不同的氟碳反应速率常数，虽在非催化壁条件下，对组元浓度剖面有强烈影响，但对电子数密度剖面，不管壁面催化特性如何，几乎都没有影响；表面烧蚀可能引起边界层分离．     

流过泰氟龙烧蚀表面的化学非平衡边界层数值研究

对流过泰氟龙烧蚀表面的化学非平衡边界层进行了数值分析．研究了气体模型、化学反应速率常数和壁画催化对边界层特性的影响．研究表明，气体模型对烧蚀产物组元浓度大小的排序有很大影响，但不同气体模型造成的电子数密度差最大仅一个数量级；不同的氟碳反应速率常数，虽在非催化壁条件下，对组元浓度剖面有强烈影响，但对电子数密度剖面，不管壁面催化特性如何，几乎都没有影响；表面烧蚀可能引起边界层分离．     

高韦伯数条件下黏性对液滴变形过程的影响

为探究液滴黏性对变形过程的影响,深入了解液滴在冲击波作用下变形破碎的行为机制。采用高速阴影技术在水平激波管上拍摄了高韦伯数（We=1 100～4 400）条件下,3种黏性硅油液滴的变形过程。结果表明随着黏性的提升：液滴演化出相应特征所需时间增大,同时会出现新的变形特征;液滴空间及位移特征参数的生长速率降低而变形时间、最大变形高度/位移都增大,这是因为提升的黏性力降低了变形速率、耗散了更多的动能并延长了液滴的变形过程;液滴表面最不稳定的Kelvin-Helmholtz波朝着大尺度、低生长率的方向发展,从而实现黏性对变形过程的延缓作用。随着最大变形位移的增大,最大变形高度首先线性增长,之后增幅降低。

     

流场非均匀性对非平面激波诱导的Richtmyer-Meshkov不稳定性影响的数值研究

基于Navier-Stokes方程组,采用可压缩多介质黏性流动和湍流大涡模拟程序MVFT (multi-viscousflow and turbulence),模拟了均匀流场与初始密度呈现高斯函数分布的非均匀流场中马赫数为1.25的非平面激波加载初始扰动air/SF6界面的Richtmyer-Meshkov (RM)不稳定性现象。数值模拟结果表明,初始流场非均匀性将会影响非平面激波诱导的RM不稳定性演化过程。反射激波加载前,非平面激波导致的界面扰动振幅随着流场非均匀性增强而增大;反射激波加载后,非均匀流场与均匀流场条件下的界面扰动振幅差异有所减小。进一步,定量分析流场中环量分布及脉动速度统计量揭示了前述规律的原因。此外,还与平面激波诱导的RM不稳定性进行了简单对比,发现由于非平面激波波阵面区域的涡量与激波冲击界面时产生的涡量的共同作用,使得非平面激波与平面激波诱导的界面失稳过程存在差异。     

撞击姿态对构型弹体非正侵彻多层间隔钢靶弹道特性的影响规律

为深入认识构型弹体非正侵彻多层间隔靶板的弹道偏转规律,结合数值模拟和理论分析,研究了构型弹体在不同撞击姿态下侵彻多层间隔钢靶的弹道特性,其中引入弹体侧向接触力和侧向偏转力矩等参量,着重分析撞击着角和攻角对弹道特性的影响规律。结果表明：构型弹体非正侵彻过程中,在纵向发生阶梯式速度衰减,但变化较小;同时,由于穿靶过程中受到侧向接触力及其偏转力矩的作用,在侧向产生显著弹道偏转。撞击着角决定弹体所受外载荷的非对称程度,着角越大,弹体偏转越严重;撞击攻角则主要影响弹肩穿靶时的径向速度和弹尾穿靶时的触靶位置,二者共同影响弹道轨迹,因而存在使弹体偏转程度发生转折的临界攻角。相比于侵彻单层靶,构型弹体非正侵彻多层间隔靶板的显著特点为弹道偏转存在累积效应,且侵彻前一靶板的弹道偏转情况显著影响到侵彻后一靶板时的弹靶作用特征,进而导致弹道偏转与弹靶接触力互相耦合。相关研究对预测构型弹体侵彻多层间隔靶板性能、优化弹体构型和撞击姿态等具有较好的指导价值。     

论粘性激波层理论的理论基础及其进一步发展

本文将Davis的量级分析方法改用匹配渐近展开方法,作为一级近似推导出了高超音速化学反应粘性激波层方程。证明了粘性激波层方程是NS方程在匹配渐近意义上的一级近似方程。进一步讨论了这一方程的基本假设条件。本文首次推导出的二级近似方程,是对Davis粘性激波层方程的修正。这种修正可以提高数值解的精度,有助于对问题获得更全面的了解,对进一步发展与完善高超音速钝头体绕流问题的数值求解方法起一定的作用。     

冲击波阵面上粘度的一种唯象描述

本文从粘度的基本定义出发,导出了冲击波阵面上粘度系数、应变率和粘应力的一种唯象表达式。并以45~#钢和L Y-12铝材料实验测量的冲击波剖面为例,计算出在这些材料中冲击波阵面上的上述参量及平均粘度系数。所得结果与W.C.Moss和张若棋等给出的结果进行了比较和讨论。     

LOCAL BENDING OF THIN FILM ON VISCOUS LAYER

Effects of deposition layer position film are systematically investigated. Because the and number/density on local bending of a thin deposition layer interacts with the thin film at the interface and there is an offset between the thin film neutral surface and the interface, the deposition layer generates not only axial stress but also bending moment. The bending moment induces an instant out-of-plane deflection of the thin film, which may or may not cause the socalled local bending. The deposition layer is modeled as a local stressor, whose location and density are demonstrated to be vital to the occurrence of local bending. The thin film rests on a viscous layer, which is governed by the Navier-Stokes equation and behaves like an elastic foundation to exert transverse forces on the thin film. The unknown feature of the axial constraint force makes the governing equation highly nonlinear even for the small deflection chse. The constraint force and film transverse deflection are solved iteratively through the governing equation and the displacement constraint equation of immovable edges. This research shows that in some special cases, the deposition density increase does not necessarily reduce the local bending. By comparing the thin film deflections of different deposition numbers and positions, we also present the guideline of strengthening or suppressing the local bending.     

激波/边界层相互作用诱导的激波风洞气体污染问题

应用多组分NS方程和频散可控耗散格式(DCD)计算了爆轰驱动激波风洞中反射激波/ 边界层/接触面的相互作用过程,分析了驱动气体与试验气体在壁面射流作用下的掺混机制及 其对风洞试验时间的影响. 为了延长风洞的试验时间,提出在风洞贮室内增设环形隔板, 以隔离壁面射流,延长风洞试验时间的方法. 计算结果表明：环形隔板确实可以限制驱动气 体与试验气体的过早掺混,显著增加激波风洞的有效试验时间.     

在超声速流动中激波与边界层的干扰特性

激波与物面边界层的干扰涉及可压缩流动的稳定性、转捩、分离等问题,直接影响到飞行器的阻力、表面热防护和飞行性能等工程技术问题。首先总结了前人对于激波与边界层的干扰所做的工作,之后重点研究和对比分析了超声速与跨声速流动中,正激波、斜激波以及头部激波对于飞行器层流和湍流边界层的干扰影响。激波强度的不同对边界层干扰作用不同,在强干扰情况下将会引起边界层分离和翼型失速。     

分层流体中gKdV型孤立波的迎撞

本文采用约化摄动法和PLK方法并通过双参数摄动展开,讨论了分层流体中以推广的Korteweg-de vries方程(gKdV方程)描述的孤立波的迎撞问题,求得了二阶近似解。分析结果表明,gKdV型孤立波碰撞后保持原来的形状不变,在碰撞时最大波幅为两个来碰孤立波的最大波幅的线性叠加。     

INTERFERENCE OF SHOCK AND BOUNDARY LAYER IN SUPERSONIC FLOW

激波与物面边界层的干扰涉及可压缩流动的稳定性、转捩、分离等问题,直接影响到飞行器的阻力、表面热防护和飞行性能等工程技术问题。首先总结了前人对于激波与边界层的干扰所做的工作,之后重点研究和对比分析了超声速与跨声速流动中,正激波、斜激波以及头部激波对于飞行器层流和湍流边界层的干扰影响。激波强度的不同对边界层干扰作用不同,在强干扰情况下将会引起边界层分离和翼型失速。     

二维激波与剪切层相互作用的直接数值模拟研究

采用五阶weighed esseritially non-oscillatory (WENO) 格式和三阶total variation diminishing (TVD) Runge-Kutta 格式, 通过求解二维非定常Navier-Stokes 方程, 直接数值模拟了激波与剪切层相互作用, 目的在于揭示激波与剪切层相互作用过程中噪声产生的机理. 研究发现:(1) 当入射激波穿过剪切层时, 剪切层中心位置向下层区域偏移;(2) 入射激波穿过剪切层产生小激波, 在小激波与剪切层接触点处产生声波并向外辐射;(3) 反射激波穿过剪切层后形成了分段弧状激波;(4) 当反射激波穿过剪切层时, 激波在鞍点处泄漏并向外辐射声波, 这是一种激波泄漏机制.     

跨声速激波边界层相互作用的被动控制

运用激波管风洞在Ｒ＿（ｅ∞／ｍ＝３×１０￣７，Ｍ＿∞＝０．７３２－０．８１７范围内，在厚度比为１２％的圆弧翼型半模型和厚度比为１４％的超临界翼型半模型上，对被动控制现象及其若干规律进行了实验研究。结果表明，不同空腔深度的开孔壁和导管连通壁均可对壁面激波与边界层的相互作用实现被动控制，使得沿以上两种模型表面的马赫数峰值、逆压力梯度和激波强度明显减小。这对于飞行器将起到减阻作用，如将这一原理和方法用于超、跨声速压气机内激波与边界层相互作用的控制，将提高压气机的效率和工作的稳定性。     

跨声速激波边界层相互作用的被动控制

运用激波管风洞在Ｒ＿（ｅ∞／ｍ＝３×１０￣７，Ｍ＿∞＝０．７３２－０．８１７范围内，在厚度比为１２％的圆弧翼型半模型和厚度比为１４％的超临界翼型半模型上，对被动控制现象及其若干规律进行了实验研究。结果表明，不同空腔深度的开孔壁和导管连通壁均可对壁面激波与边界层的相互作用实现被动控制，使得沿以上两种模型表面的马赫数峰值、逆压力梯度和激波强度明显减小。这对于飞行器将起到减阻作用，如将这一原理和方法用于超、跨声速压气机内激波与边界层相互作用的控制，将提高压气机的效率和工作的稳定性。