近似黎曼解对高超声速气动热计算的影响研究

高超声速流场计算一般采用TVD型格式,这些格式中,大多采用了不同形式的近似黎曼解. 通过分析和数值验证,论述了激波捕捉格式中近似黎曼解的耗散性质,说明其对高超声速热流计算的影响. 数值实验证明,采用低耗散格式可大大提高热流计算精度,降低热流计算对网格的依赖程度,从而获得精确的热流数值解.      

高超声速边界层液膜演化过程和冷却机理研究

高超声速液膜冷却技术是通过一系列狭缝或孔洞压出冷却工质,在飞行器表面边界层形成一层低温冷却膜,阻止高超声速气流对飞行器的气动加热.其作为一种主动冷却方式在高超声速飞行器表面热防护有着巨大的应用潜力.文章采用数值方法,结合VOF模型,研究25 km飞行高度和Ma=5气流条件下的液膜铺展情况,并通过不同冷却工质的入射速度、角度、表面张力和黏性系数条件,讨论了液膜在平板上的演化过程和冷却机理.结果表明,在气流作用下,液膜向壁面下游发展,液膜的存在导致边界层分离,连续液膜会在一定位置断裂为液块,然后进一步破碎为液滴.入射条件和液体性质的改变,会影响液膜沿流向的发展,具体表现在连续液膜断裂点的位置和连续液膜的厚度.在所设定的计算域内,壁面热流降低了80%～95%,液膜对壁面的冷却效率随着液膜形态的变化而变化.     

基于离散等收缩比的前体/进气道流向双乘波一体化设计

前体/进气道一体化设计是高超声速飞行的关键技术,一体化设计的核心是前体与进气道在基准流场上的气动融合.针对腹部进气布局中前体压缩后的非均匀流影响进气道性能的问题,文章基于局部收缩比处处一致的思想,提出了离散等收缩比设计方法,实现了乘波前体/内转式进气道流向气动融合与遵循气动规律的变截面流道设计.将进气道的三维流场分解成一簇具有相同收缩比的三维流管,视每根流管侧壁为轴对称流场;以锥导乘波前体压缩后的非均匀流作为来流条件,以总压恢复为目标对每根流管进行优化设计;通过匹配激波反射位置将流管重新组合起来,流管的对应边界组成内转式变截面进气道.该设计方法适配任何已知的非均匀来流,可灵活控制唇口位置,且适用于任意形状之间的变截面转换.数值研究表明,依托该方法设计的一体化构型性能符合预期,出口流场均匀,具有优越的抗反压能力,且非设计点流场波系结构良好.离散等收缩比设计方法为腹部进气布局中前体/进气道一体化气动融合设计提供了新思路.     

Nd0.5Ca0.5Mn1-xAlxO3(x=0,0.03)体系中电荷有序态的超声研究

The ultrasonic, magnetic and transport properties of Nd0.5Ca0.5Mn1-xAlxO3 (x=0, 0.03) were studied from 15 to 300 K. The temperature dependencies of resistivity and magnetization show that Nd0.5Ca0.5Mn1-xAlxO3 undergoes a charge ordering transition at TCO?257 K. An obvious softening of the longitudinal sound ve- locity above TCO and a dramatic stiffening below TCO accompanied by an attenuation peak were observed. These features imply a strong electron-phonon interaction via the Jahn-Teller effect in the sample. Another broad attenuation peak was observed at around Tp?80 K. This anomaly is attributed to the phase separa- tion between the antiferromagnetic (AFM) and paramagnetic (PM) phases and gives a direct evidence for spin-phonon coupling in the compound. For the x=0.03 sample, both the minimum of sound velocity and attenuation peaks shift to a lower temperature. The results indicate that the charge ordering and CE-type AFM state in Nd0.5Ca0.5Mn1-xAlxO3 are both partially suppressed by replacing Mn with Al.     

局部散射理论在高超声速边界层转捩预测中应用的检验

eN方法是物理意义明确的转捩预测方法之一,但它无法考虑边界层中的局部突变(如粗糙元、缝隙、台阶等)对转捩的影响.而后者在飞行器表面经常出现.近期发展的局部散射理论框架提供了该问题的有效解决途径.该理论框架从转捩的物理机理出发,定量刻画局部感受性和线性模态的局部散射两个机制,并用参数化的感受性系数和透射系数修正转捩判据....     

基于CFD/CSD耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析

随着新型大推力火箭的发展,弯曲模态频率的不断降低,以及流动分离和跨声速飞行时产生的激波震荡等因素,其在跨声速飞行过程中更容易出现非定常振动发散。文章以某带助推的运载火箭模型为研究对象,通过数值计算获取火箭强迫振动时的气动阻尼,并对影响火箭气动阻尼的因素进行了分析。包括结构节点位置、振动振幅大小、脉动压力等。研究表明：助推主要起到增大气动阻尼的作用;前节点主要影响收缩段的气动阻尼;振动振幅大小和脉动压力对气动阻尼的影响可忽略不计。     

基于Ludwieg管的高超声速边界层转捩实验

高超声速边界层层/湍流转捩是高超声速飞行器气动力和气动热设计中的难点和热点问题.为了降低开展高超声速边界层不稳定性与转捩实验研究的门槛,研究基于Ludwieg管原理设计并建造了一座Mach 6高超声速管风洞,重点对Ludwieg管风洞的启动和运行过程开展了数值模拟,分析了储气段弯管布局对试验段流场的影响;之后,对该高超...     

升力体外形布局参数对横侧向耦合稳定性的影响分析

针对高速飞行器存在横侧向耦合易失控问题,建立了基于部件组合思想的CST几何外形参数化建模方法,以升力体外形为例,采用拉丁超立方试验设计方法和高速气动特性快速分析方法,分析了升力体主要布局参数对横侧向耦合稳定性参数开环动态偏离稳定判据（C_nβ,dyn）和闭环横向控制偏离判据（LCDP）的影响规律.升力体外形主导布局参数对横向操纵滚转反逆参数LCDP是二次非线性影响,横侧向稳定性的主导布局参数随着攻角变化有明显变化.文章为耦合稳定性影响规律研究建立了有效的分析方法,研究结论可为高超声速升力体式飞行器总体抗失控设计提供规律建议.      

超声多普勒效应测量声速实验设计

利用多普勒效应来测量声速是大学物理中的一个重要的实验。本文介绍了设计性实验"超声多普勒效应测量声速",利用多普勒效应综合实验仪,设计出一套超声多普勒效应测量声速的实验装置,并利用该实验装置测量声速。     

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．