热激励器对超音速自由射流流动特性的影响

本文研究热激励器对超音速自由射流流动特性的影响,用S-A湍流模型得到马赫数为1.3的自由射流的准稳态流场,然后用LES方法模拟热激励器的热效应对射流流场不同区域的激励作用。文中讨论了持续式加热和脉动式加热对超音速剪切层涡发展的不同影响。前者通过提高局部区域温度,影响自由射流流场结构和超音速剪切层的涡结构;后者则通过凹槽内的脉动式热效应,产生压力扰动作用于主流场来改变涡的发展特性。     

热激励器对超音速自由射流流动特性的影响EI北大核心CSCD

本文研究热激励器对超音速自由射流流动特性的影响,用S-A湍流模型得到马赫数为1.3的自由射流的准稳态流场,然后用LES方法模拟热激励器的热效应对射流流场不同区域的激励作用。文中讨论了持续式加热和脉动式加热对超音速剪切层涡发展的不同影响。前者通过提高局部区域温度,影响自由射流流场结构和超音速剪切层的涡结构;后者则通过凹槽内的脉动式热效应,产生压力扰动作用于主流场来改变涡的发展特性。     

脉冲激励下超音速混合层涡结构的演化机理

采用大涡模拟方法对脉冲激励作用下的超音速混合层流场进行数值模拟,所得结果清晰展示了流场中涡结构的独特生长机理.基于涡核位置提取方法,对超音速混合层流场中涡结构的空间尺寸和瞬时对流速度等动态特性进行了定量计算.通过分析流场中涡结构的动态特性在不同频率脉冲激励下的变化,揭示出受脉冲激励超音速混合层流场中涡结构的演化机理:涡结构的生长不再是依靠相邻涡-涡结构之间的配对与融合,而是通过涡核外围的一串小涡旋结构被依次吸进涡核来实现,且受激励流场中各个涡结构的空间尺寸变化较小;流场中的涡结构数量与脉冲频率成正比例关系,而涡结构的空间尺寸与脉冲频率成反比例关系;涡结构的平均对流速度随脉冲频率的增大而减小.针对受脉冲激励超音速混合层,给出了能够表征涡结构特性与脉冲激励参数之间关系的方程式,即受激励流场中涡结构的平均对流速度与脉冲周期的乘积近似等于流场中涡结构的空间尺寸(涡结构平均直径).     

矩形射流流动和燃烧中拟序结构的实验研究

对2:1的矩形喷口射流流动和燃烧过程进行了系列实验,展示了拟序结构的演化过程以及射流近场间歇产生的 圆环内接矩形和触角形结构,这些结构的形成与大涡的演变存在密切相关;流动和燃烧的实验结果都表明副平面内的射流 扩展角度大于主平面。副平面内大涡的运动会拉伸或压缩火焰锋面,并在局部区域形成火焰面的“孤岛”结构。     

变密度随机涡模型在湍流射流扩散火焰中的应用

采用变密度随机涡模型,对H₂/O₂/N₂湍流射流扩散火焰进行数值模拟,湍流过程通过涡的采样、涡的抑制和涡的翻转实现.其中,针对变密度反应流问题,提出一种大涡抑制的新机制,并详细讨论各种参数对模型预测效果的影响.计算结果表明,修改后的模型可以合理预测H₂/O₂/N₂射流火焰结构,能够反映湍流的涡特性;模型中与涡采样和涡抑制有关的参数对预测结果有一定影响.     

射流火焰微团特征反应时间

本文试图从非稳定射流火焰的燃烧噪声角度来研究火焰中的微团特性。定义火焰特征反应时间来反映火焰的化学反应动力学和火焰流场流动动力学特性。通过自相关系数测量火焰涡团的特征反应时间，结果表明：相同的燃气流量下，特征反应时间与射流速度成反比；特征反应时间随射流速度的变化斜率与燃气流量相关。     

湍流射流与扩散火焰大涡拟序结构的波动特性研究

１前言湍流射流扩散燃烧方式提供了射流火焰与涡团相互作用的最基本形式,对研究在湍流射流剪切边界层内的反应物的卷吸混合、热量及动量的输运及湍流射流结构方面具有其特殊的意义。Ｋａｔｔａ［１］利用浮力与单步反应机理模型对Ｎ２－Ｈ２射流扩散火焰进行了直接数值模...     

可压缩轴对称射流流场近区的数值模拟

采用高精度差分方法对二维轴对称可压缩射流流场进行了数值模拟,研究了大尺度涡结构的形成和发展过程及其在射流雪展过程中的作用,计算结果显示了射流失稳后首先出现Ｋｅｌｖｉｎ－Ｈｅｌｍｈｏｌｔｚ非稳定特征,之后向下游发展的过程中, 一笥效应的增长导致涡的配对和对并;指出射流场中压力波动的分布是大尺度涡结构分布的直接结果。     

浮力对矩形射流扩散火焰影响的大涡模拟

本文对浮力作用下的矩形射流扩散燃烧过程进行了三维大涡模拟。数值模拟结果展示了浮力作用下矩形射流扩散火焰的动态弯曲过程,比较分析了射流速度对火焰刚性的影响,发现射流速度越高火焰弯曲程度越小、燃料喷射距离越远。对浮力作用下的水平射流横截面流动分析结果表明,由于流向涡的卷吸作用在局部区域存在逆着浮力方向的流动。     

重力对扩散射流火焰动态特性的影响

本文探讨重力对扩散射流火焰动态特性的影响规律。结果表明,火焰闪烁现象是一种浮力诱导不稳定性,在浮力消失或反向重力场中,不存在这种不稳定性现象,闪烁频率与燃料射流速度无直接关系,但涡的大小随燃料射流速度的增大而增大。存在触发火焰闪烁的临界高度,闪烁频率与重力成平方根关系式。反向重力情况下,也存在浮力稳定型平面火焰,它反映了浮力与火焰的耦合作用。     

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.      

发动机喷流对火箭气动特性影响

开展了考虑底部发动机喷流影响的火箭气动特性CFD仿真设计,比较了有/无喷流时火箭附近流场结构、表面压力分布、整体气动力/力矩特性在亚/超声速段的差异,结果显示,发动机喷流对火箭亚声速段的轴向力、法向力和俯仰力矩特性均有较为显著的影响,且有减小尾部空气舵气动控制力矩的影响,而超声速段的影响仅限于轴向力。该仿真结果与飞行试验气动辨识结果较为一致。基于仿真分析结果,可建立一种折中考虑喷流影响的气动特性设计方法,供火箭精细化气动特性设计参考使用。      

Stereoscopic PIV measurements of a screeching supersonic jet

The effect of acoustic feed back on global flow response is illustrated through an example of a rectangular screeching jet operating at a nominal Mach number of 1.69. Using a stereoscopic Particle Image Velocimetry, the detailed flow characteristics within a screeching cycle are obtained with fidelity. To resolve the “bias” errors inherent with standard PIV image processing technique, a novel mesh-free and high spatial resolution scheme is implemented to yield accurate velocity measurements in a complex three-dimensional supersonic flow. The axis-switching phenomenon that arises due to unusual mixing enhancement in the minor axis plane of a rectangular jet is vividly displayed. Strong streamwise vortex structure in the jet shear layers, enhanced by the inherent instability of the shear layer, is reported.     

进口条件对超燃冲压发动机氢气燃烧流场特性的影响分析

对不同进口条件下的超燃冲压发动机燃烧室内氢气喷流超声速燃烧流动特性进行了数值模拟与分析.宽范围超燃冲压发动机是吸气式高超声速飞行器推进系统设计中的热点问题之一,受实验设备硬件条件及实验技术限制,数值模拟技术仍然是超燃冲压发动机燃烧室内燃气燃烧特性及流场特性的主要研究手段.采用基于混合网格技术的多组元N-S方程有限体积方法求解器,在不同进口Mach数及压强条件下,对带楔板/凹腔结构的燃烧室模型氢气喷流燃烧流场进行了数值模拟,对比分析了氢气喷流穿透深度、喷口前后回流区结构、掺混效率及燃烧效率等流场结构与典型流场参数的变化特性及影响规律.研究成果可为宽范围超燃冲压发动机喷流燃烧流动特性分析提供参考.      

超声速等离子体射流的数值模拟

基于可压缩的全Naiver-Stokes方程，利用PHOENICS程序对由会聚 辐射阳极形状等离子体炬产生的超声速等离子体射流进行了数值模拟.考虑了等离子体的黏性、可压缩性以及变物性对等离子体射流特性影响.研究了超声速等离子体射流的流场结构特性以及不同环境压力对等离子体射流产生激波结构的影响.结果表明，超声速等离子体射流在喷口附近形成的周期性激波结构是其和环境气体相互作用的结果. 关键词： 等离子体炬 超声速等离子体射流 PHOENICS     

查甫雷金气体的超声速运动

一.引言 在本文中我们将对讨论查甫雷金气体的运动。如果气体之压力与体积度之间有一線性关系存在,我们就称这种气体为查甫雷金气体。查甫雷金气体在自然界中还不存在。     

带超声速气膜高超声速光学头罩气动光学效应抑制实验

高超声速（Ma_∞=6.0）炮风洞中带超声速（Ma_c=3.0）喷流光学头罩受到周围绕流影响出现气动光学畸变.利用基于背景纹影（background oriented schlieren,BOS）的波前测试方法测量了光学波前畸变.研究结果表明:瞄视误差（bore sight error,BSE）与喷流压比（pressure ratio of jet,PRJ）之间近似呈正相关.在有喷流的情况下,压力匹配时瞄视误差相对比较小,并且喷流压比对气动光学高阶畸变的影响不显著.微型涡流发生器（micro vortex gene-rator,MVG）对瞄视误差影响不明显,但是对气动光学高阶畸变的影响较为显著.基于波前互相关结果,施加微型涡流发生器之后,波前结构尺寸从0.2A_D减小为0.1A_D.结构尺寸的减小较为有效地抑制了气动光学高阶畸变并且提高了波前的稳定性.      

Formation of laser jet thrust in the supersonic regime

Basic methods for obtaining laser jet thrust in the supersonic regime corresponding to the supersonic flow in the jet nozzle are analyzed. It is shown that the method based on the interaction of a laser ablative jet with the supersonic flow is promising. In this case, laser thrust is formed due to additional acceleration of the flow behind the ablation region. Numerical simulation of the flow in a parabolic nozzle is employed to demonstrate the possibility of effective formation of laser thrust at a level of 3 × 10^?3 N/W.     

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.     

Visualization and force measurement of high-temperature,supersonic impulse jet impinging on baffle plate

The flow visualization and force measurement of a supersonic impinging jet on a center-holed vertical baffle plate were investigated. Center-holed baffle plates of 2d to 5d in diameter, with a 1d center hole were tested, where d is the bore of the launch tube. The standoff distance of the baffle plates from the open end of the launch tube were varied to be from 2d to 5d. The supersonic impulse jet, with an incident shock wave of Mach 2.89 was produced by a high-enthalpy blast-wave simulator. The direction-indicating color schlieren method produced a two-dimensional density gradient of the flow field around the baffle plate. In addition, the flow fields were numerically analyzed, using two-dimensional asymmetric Euler equations. The results of the numerically-analyzed and the experimentally-visualized flow field agreed well. The visualized flow field indicates that the baffle plate should be at least 3.5d in diameter to deflect the supersonic impinging jet at an angle greater than a right angle. We have concluded that the representative method of designing muzzle brakes for military purpose accurately predicts the force yielded by the supersonic impinging impulse jet on the vertical baffle plate only when there is a large ratio of the baffle-plate diameter to the bore of the launch tube.