Interaction of a Streamwise Vortex with an Oblique Shock Wave

Interaction of a supersonic streamwise vortex with an oblique shock wave is considered. A mathematical model of the streamwise vortex is constructed. Three interaction regimes (weak, moderate, and strong) are found. It is shown numerically that vortex breakdown is possible in the case of strong interaction. The influence of the governing parameters on the interaction type is studied. It is shown that the main effect on the interaction type is exerted by the streamwise velocity and angle of the wedge forming the shock wave. The effect of splitting of the primary vortex on the shock wave in the case of moderate and strong interaction regimes is found.     

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。     

推进－迭代算法计算效率的研究

本文对求解三维定常超音速动性流场的一次空间推进，在每一个推进站沿伪时间层局部迭代的推进－迭代算法作了进一步的研究．在每一推进站（侧向平面）沿伪时间层局部迭代时，给出了四种不同的隐式迭代方法，即沿侧面两个方向（法向和周向）全用隐式；法向隐式而周向采用Ｇａｕｓｓ－Ｓｉｌｄｌｅ来回扫描迭代；法向隐式而周向显式及以系数矩阵谱半径代替系数矩阵的简化标量隐式算法．用这四种算法模拟了三维球锥黏性绕流，给出了四种不同算法的计算效率和收敛特性比较．     

Supersonic Inviscid Corner Flows with Regular and Irregular Shock Interaction

The results of a numerical and analytical investigation of steady-state supersonic inviscid flows in corners formed by intersecting compression wedges are presented. The flows considered are symmetric about the corner bisector. The distinctive features of flow pattern formation related with the reflection of wedge-generated shocks from the bisector plane are studied. The wedge angles at which transition from regular to irregular shock reflection occurs are determined both numerically and analytically using the criteria available for plane flows; the data thus obtained are found to be in agreement. Flow patterns with irregular shock reflection, namely, single, transitional, and double Mach, as well as von Neumann reflection, are identified; they are similar to the known types of reflection for plane quasi-steady-state flows. Varieties of these types not observed in the plane flows are found to exist. The effects of the angle of inclination of the plane surfaces of the corner to the freestream direction, the sweep angle of the leading edges, and the dihedral angle are investigated. Some previously unknown parameters of corner configurations for which transition may occur in accordance with the von Neumann criterion are determined.     

水下超声速细长锥型射弹超空泡形态的计算方法

采用理想可压缩流体无旋定常流动以及超空泡尾部Riabushinsky闭合方式假定,基于细长体理论和匹配渐近展开法,建立了描述水下超声速条件下细长锥型射弹超空泡流动的积分微分方程.求解得到了考虑压缩性影响的超空泡形态二阶近似解,改进了超空泡形态的计算精度.分析了超声速射弹高速冲击条件下流体压缩性对超空泡形态的影响.流体压...     

氧碘化学激光器直线分段扩开型扩压器实验研究

研究了不同几何外形参数对直线分段扩开型氧碘化学激光器(COIL)扩压器性能的影响,实验结果表明：光腔上下壁扩开全角8°时,选取4°超扩段扩散角可获得较好的压力恢复和隔离光腔流场的能力;超扩段增加2 mm竖隔板可降低光腔后部壁面静压,且截止反压提高约12%;在相同腔压下,10°截角唇口的截止反压比直角唇口和1/4圆弧唇口截止反压高出约7.6%;超扩段入口四壁增加人工粗糙带能明显改善光腔壁面静压的分布,并有效提高扩压器效率。     

化学氧碘激光器内流场亚跨超音速混合的大涡模拟研究

利用大涡模拟对化学氧碘激光器内的亚跨超音速混合过程进行模拟分析,其结果表明了大涡模拟对这种低压、低密度、亚跨超音速及夹杂多种介质的化学流场的可执行性。与传统的雷诺平均仿真结果相比较,大涡模拟能掌握更多的流场细节数据,能够对混合过程进行精准地判断和分析。在此基础上,提出了碘流反向45°入流的设计方案以增强混合程度,计算表明采用此种方案在相应出光面上平均小信号增益系数提高了5%。     

直排型DF/HF化学激光器扩压器喉道最佳长度实验研究

为了研究扩压器喉道长度对直排型连续波DF/HF化学激光器起动特性的影响,建立了一套化学激光器气流通道双喷管小型实验模型。在无二次流的条件下,通过选用喉道长度不同的扩压器进行实验,分别得到对应的起动压力和工作压力,并将起动压力和工作压力的大小作为评价扩压器喉道长度优劣的依据。实验数据显示,对于该特定结构的直排型DF/HF激光器气流通道双喷管实验模型,扩压器喉道最佳长度为等效直径的17倍。     

高温瞬态超音速喷流OH分子示踪速度测量

介绍了研制的小型脉冲高温超音速流场模拟装置。利用OH分子示踪速度测量技术,对实验室建立的小型脉冲高温超音速流场模拟装置产生的喷流速度分布进行了诊断。通过改变测量对应于喷流的空间位置光路调节,改变193 nm激光线相对于喷流的空间位置,分别得到了喷流不同区域的OH分子示踪速度图像,根据图像计算了测量位置喷流沿轴线方向的速度分量的分布情况。结果显示：喷流在压缩区的速度比在膨胀区低得多;在压缩初期区域喷流中心部分速度明显高于两侧部分,而在二次膨胀区域喷流中心部分速度低于两侧部分。     

压力恢复系统扩压器性能初步研究

在气动和化学强激光器系统研制中,压力恢复系统扩压器设计技术研究具有重要的工程应用价值。介绍了常温空气介质情况下若干型式扩压器试验件的数值模拟和实验研究结果,针对扩压器扩张角大小、壁面之间加隔板和边界层吹气等因素对其扩压性能的影响作了对比分析。初步研究表明：激光器系统的光腔段和压力恢复系统扩压器采用较小扩张角,扩压器内腔宽度方向设置适当厚度的竖隔板,扩压器左右侧壁采用附面层吹气等措施能有效提高扩压器的扩压效率。而由于压力恢复系统扩压器宽高比很大,在扩压器内腔使用水平隔板对扩压效率没有明显提高,并且当扩压器扩张角度很小时,水平隔板反而降低了扩压器扩压效率。