再入飞行器湍流尾迹流场研究

再入飞行器湍流尾迹流场状况，直接关系到飞行器的雷达散射特性。对再入飞行器湍流尾迹等离子体场理论模型，试图通过湍流模式理论来表达，即使用κ－ε－g模型方程来封闭平均化的全Navier-Stokes方程，从而准确获得流动平均场和脉动场信息。使用的N－S平均方程由质量加权平均过程产生，湍流模型方也经过可压缩性修正。真实气体效应重点考察空气处于局部热化学平衡状态。流动控制方程运用一个二阶TVD格式的有限体积法求解，以一典型小钝锥体零攻角再入飞行为例，计算了在两种高程（H－40km和H＝30km)条件下的高超声速湍流尾迹流场。获得的尾迹流场参数与流动物理状况符合，并且湍流脉动参数与已有相应的实验结果定性一致，初步证实该方法合理。     

高超声速喷管设计理论与方法

在高超声速飞行技术领域,特别是涉及到高焓气体流动的研究,高超声速风洞试验仍然是目前最可靠的研究手段.风洞流场的品质是高超声速风洞研发最重要的一项性能指标,其取决于喷管设计采用的理论与方法,也是风洞设计最关注的一项核心技术.针对二维轴对称型面喷管设计,本文首先综述了传统高超声速喷管设计的主要理论和常用方法,它们在高超声速...     

范德瓦尔斯方程的分子平均场理论推导

利用气体分子动理论和分子平均场理论,导出了真实气体物态方程--范德瓦尔斯方程,并与统计力学严格的理论推导结果作比较,得到了反映真实气体分子作用域大小的一个较为具体的参考值.     

真实气体在均质气藏内流动的新模型及其应用

本文用新方法描述了气藏开采中的井筒边界条件,从而建立了均质气藏内真实气体渗流问题的新模型;并在无限大、有界封闭、有界定压三种典型外边界条件下,得出了均质气藏中拟压力函数的精确解析表达式;最后给出了本文的拟压力表达式在气井试井分析中的应用.     

JF12长实验时间激波风洞10°尖锥气动力实验研究

介绍了在中国科学院力学研究所JF12长实验时间激波风洞上开展的10°尖锥标模的天平测力实验研究结果.JF12激波风洞的实验时间为100~130 ms,名义Mach数为7.0,喷管出口直径为2.5 m,总焓为2.5 MJ/kg,复现了35 km高空的飞行条件.采用六分量应变天平,攻角分别为-5,0,5,10和14°,模型长度为1.5 m,质量为50 kg.实验结果表明,在100~130 ms的实验时间里,应变天平的输出信号含有3~4个完整周期,可以通过对天平的输出信号进行平均直接获得气动力/矩测量结果,而不再需要进行加速度补偿,且气动力系数重复测量的不确定度小于2%.JF12激波风洞气动力系数的测量结果与传统高超声速风洞的结果符合得较好,表明在2.5 MJ/kg的总焓下,真实气体效应对该模型气动力特性的影响不明显.      

基于真实气体效应的湍流标度律特性

在量热完全气体、热完全气体和化学反应完全气体等3种气体模型假设下,利用Mach数为4.05、壁温为1 300 K的超声速槽道湍流的直接数值模拟（direct numerical simulation,DNS）结果,对标度律和自相似性做了详细分析.结果表明,不仅在量热完全气体模型下存在标度律和扩展自相似性,而且在热完全气体和化学反应完全气体模型下标度律和扩展自相似性仍然成立.压缩性的影响使得速度结构函数通过Favre平均获得更为合适.与热完全气体模型的结果相比,化学反应完全气体和量热完全气体模型的结果吻合更好.      

关于飞行器高超声速不平衡气体绕流的数值模拟

高速飞行器气动计算是伴随着计算机技术及空气动力学的发展而发展的.较早从宏观角度出发求解欧拉方程,N-S方程,到考虑真实气体影响带化学反应和电离的N-S 方程的求解,以及从微观角度出发用蒙特卡洛法对气体分子运动直接模拟求解(DSMC),即代表计算动力学理论的发展,也是计算机技术发展的结果.虽然从理论上说DSMC方法适用于各种流动,但所需的计算时间非常巨大,因此只在不可避免的情况下才会应用,否则仍用宏观的解决方法.本文讨论的是与气动热有关的高超声速飞行问题,包括数学模型的选择,空气化学组分的确定及其化学反应,边界条件处理,辐射热的计算等等,最后推荐如何正确选择高超声速飞行的数学模拟方法.      

多层气藏中气体流动问题的新模型及其应用

本文针对气井产量与井筒集是变数时,建立了多层气藏内真实气体渗流问题的新模型,求出了三种典型外边界条件下各储层压力分布精确解,作为特例,又得到了均质气藏内压力分布的精确解并给出了在气田开发中的应用.     

基于立方型气体状态方程的激波风洞准一维流动数值研究

采用基于立方型气体状态方程的准一维流动数值模拟方法研究了反射式高焓激波风洞的真实气体流动,重点关注了高压真实气体效应对风洞全场流动时空结构和驻室区气流参数的影响,并以理论分析揭示了高压真实气体效应对激波管内流动的作用机理。研究表明：对于以冷高压气体驱动的激波风洞,使用考虑分子体积和分子间作用力的真实气体状态方程能够更准确地描述气体的状态和风洞内的流动状况。高压真实气体效应主要在冷驱动气体中发生作用,其作用效果主要是使当地声速增大,从而使得入射稀疏波和反射稀疏波的传播速度加快;另一方面,高压气体效应在高温气体效应较显著的被驱动气体中作用微弱,且对激波管产生激波的强度和激波后的流动状态影响甚微。稀疏波的加快传播改变了激波管波系的相干时空关系。提前抵达的稀疏波可在一定情况下侵蚀激波风洞的有效试验时间。对于所测试的激波风洞构型,在150 MPa氢气驱动110 k Pa氮气的工况下,高压效应导致的有效试验时间缩短约38%。适当加长驱动段长度和采用高温气体驱动均可有效减弱高压真实气体效应的影响。     

壁面催化对再入飞行器等离子体鞘套及电磁参数的影响

针对超高声速流动中的高温真实气体效应,采用数值模拟求解考虑化学非平衡的三维Navier-Stokes(N-S)方程,研究了壁面催化对典型再入飞行器等离子体鞘套及电磁参数的影响规律.研究发现:(1)完全催化壁条件下等离子体密度计算结果与飞行试验符合较好;(2)完全催化壁条件下,离解原子在壁面的复合导致波后气体可压缩性增强...