抽吸与引射对激波管壁面边界层的影响

用数值方法研究有抽吸或质量引射的激波管壁面边界层，揭示出这种边界层结构的变化，得到边界层内的速度分布ｆ＇（η）、热焓分布，（η）、无量纲摩擦应力－Ｆ＂（Ｏ）和热通量０＇（Ｏ）随抽吸或引射速度Ｖｗ、激波马赫数Ｍ以及边界层位置至激波间的距离ｘ（或边界层的抽吸时间ｔ）的变化规律．计算结果表明，抽吸与引射能显著的改变ｆ＇（η）和０（η）曲线的形状，其中抽吸使边界层减薄，－ｆ＂（ｏ）和θ＇（ｏ）值增大，而引射的作用正相反．     

二维激波边界层干扰的数值分析

该文利用二维可压缩雷诺平均Navier-Stokes方程，采用k-ε湍流模式，运用半离散有限体积法，对捆绑火箭助推器和芯级之间的激波边界层干扰进行了二维数值模拟．数值结果表明，在激波边界层的干扰下，壁面边界层流动出现了分离和再附过程，压力和温度出现激烈变化．     

压缩折角激波-湍流边界层干扰直接数值模拟

进行了来流Mach数2．9,24°压缩折角激波．湍流边界层干扰的直接数值模拟,在上游的平板添加扰动以激发边界层转捩到湍流．计算得到的统计结果与实验吻合,验证了结果的可靠性．分析了角部分离区附近湍能的生成、耗散及分配机制．结果显示角部区域激波与湍流边界层相互作用造成大量湍动能产生,而湍动能的主要耗散区仍在近壁．湍流输运项起到了主要的平衡机制,把湍动能由外层输运到近壁区．通过对激波后及壁面瞬时压力的分析,认为激波低频振荡并非上游扰动弓』起,而是由于分离泡本身不稳定振荡产生的．     

高超声速流动中双尺度湍流模式的应用

论文研究了双尺度湍流模式,并对其在壁面附的近长度尺度进行了修正,选择四个基准流动－超声速和高超声速二维压缩拐角,锥柱裙组合体绕流和斜激波／平板湍流边界层干扰－进行了数据计算,数值计算和实验结果的比较表明修正双尺度湍流模式对流动分离,摩阻和热流的计算具有更好的效果。     

斜激波与边界层的相互作用

本文在[二]中给出斜激波与边界层间之相互作用的外部解,在这个外部解,是由三个因素产生的,即(1)边界层不存在时,直线驻激波的压强变化,(2)凹壁边界层为一线性微扰而产生的压强变化,(3)凹曲壁边界层对激波波形的影响。     

一类激波问题的同伦解析解

讨论了激波或膨胀波诱导边界层问题,通过相似变换,将边界层方程组转化为非线性常微分方程组,利用同伦分析方法求得了问题的近似解析解,给出了无量纲的相似流函数和温度分布.     

边界层抽吸模型比较和验证

本文采用自行开发CFD程序验证了四种典型的边界层抽吸模型在有激波与边界层相互作用的复杂流动条件下的表现,并详细分析了各种模型在不同工况下的优缺点。     

高质量4kbit/s码速率语音编码算法研究

４ｋｂｉｔ／ｓ有限状态代数码激励线性预测语音编码算法ＦＳ－ＡＣＥＬＰ是一种具有延时较短、合成语音质量高、算法复杂度较低的语音编码算法。在线性预测（ＬＰ）参数量化上,利用了语音帧内和帧间的相关性,对线谱对（ＬＳＰ）参数使用预测式分裂式矢量量化,获得很高的量化效率。在自适应码本搜索上,采用了有限状态控制分数延时搜索的算法,在保证合成语音质量的同时,有效地降低了运算量。对于随机码本,采用了具有多模结构的代数码本,提高语音合成质量。对于激励码序列的增益,采用了预测式矢量量化,有效地提高了量化精度。经非正式听音测试,４ｋｂｉｔ／ｓＦＳ－ＡＣＥＬＰ的合成语音质量超过了北美８ｋｂｉｔ／ｓＶＳＥＬＰ,接近Ｇ．７２９８ｋｂｉｔ／ｓＣＳ－ＡＣＥＬＰ,ＭＯＳ分约为３．９。     

一类非线性奇摄动问题的激波解

利用边界层理论和匹配原理,讨论了一类非线性方程的激波问题,分别对区域的两个端点和内部进行了分析,得出了与边界条件相对应的激波位置及解的不同表达式.     

考虑真实气体效应的激波速度计算

对具有良好压力平台的H2／CO2（驱动气体为氢气,被驱动气体为CO2）激波管中的激波速度进行了计算．其特点是初始激波速度采用考虑真实气体效应的理论计算,沿管运行时理论不能准确计算的部分采用由实验得出的一个激波衰减公式计算．计算与实验结果吻合,为使用和设计该类激波管提供参考．     

激波与湍流边界层的相互作用机理

本文在[三]中论述了由流体的守恒律而得的激波方程。在[四]中给出了荷载微扰激波的发射波的物理模型,得出激波与湍流边界层之间能量转移的普遍关系式。由这个模型而得的理论,对正激波与湍流边界层之间相互作用时得出的临界激波强度和临界马赫数,与实验结果符合得较好。     

一类二阶非线性奇摄动方程的激波解

利用边界层理论和匹配原理,讨论了一类二阶非线性奇摄动方程的激波问题.分别对区域的两个端点和内部进行了分析,得出了与边界条件相对应的激波位置解的不同表达式.     

激波管平衡边界层的数值解

本文研究了激波管中运动激波诱导的可压缩层流边界层。以氮气为试验气体,在强激波Mach数下,给出了平衡真空气体效应时的一种数值方法,并在M_s=2～12的范围内得出了边界层内的速度分布和速度梯度分布以及温度分布和温度梯度分布的计算结果。还讨论了粘性因子l(η)=ρμ/(ρμ)_w对层流边界层特性的影响。     

数值模拟入射斜激波／平板湍流边界层干扰流动

应用GAO-YONG可压缩湍流模型数值计算了入射斜激波／平板湍流边界层相互干扰现象。计算程序中的对流项、扩散项分别采用AUSM格式和中心差分格式离散,并用多步Runge-Kutta显式时间推进法求解空间离散后的控制方程。计算中包含了无分离流动、初始分离流动以及较大分离流动等多个情况,比较了平板壁面压力、法向平均速度剖面、壁面摩阻系数Cf以及壁面斯坦顿数St等的计算结果与实验值。结果发现：GAO-YONG可压缩湍流模型能够很好地预测入射斜激波／平板湍流边界层相互干扰下的无分离以及小分离流动,对高马赫数下的大分离流动也能得到较合理的结果,但再附点之后的壁面摩阻系数以及斯坦顿数的计算值不够理想。     

8 kbit/s 短延时语音编码算法——LD-ACELP

８ｋｂｉｔ／ｓ短延时语音编码算法ＬＤ－ＡＣＥＬＰ，采用了代数码本激励线性预测（ＡＣＥＬＰ）的编码方法，利用语音的帧间相关性对线谱对参数采用了分裂式矢量量化技术，并采用高效的码本结构、码本搜索技术和增益矢量量化技术来获得较高的语音合成质量和较短的算法延时。ＬＤ－ＡＣＥＬＰ的帧长为１０ｍｓ，算法延时为１５ｍｓ。通过信噪比及人耳主观听觉实验等性能测试表明，该算法具有与国际电联１６ｋｂ／ｓ短延时语音编码算法ＬＤ－ＣＥＬＰ（Ｇ．７２８）相当的语音合成质量。     

一类二阶非线性奇摄动方程的激波解

利用边界层理论和匹配原理，讨论了一类二阶非线性奇摄动方程的激波问题。分别对区域的两个端点和内部进行了分析，得出了与边界条件相对应的激波位置解的不同表达式。     

激波后地面粉尘颗粒起扬运动的数值模拟

采用激波坐标下的边界层模型与Lagrangian坐标下的粉尘颗粒运动方程,数值模拟了平板壁面上粒径为20～60μm、密度为1400～1710kg/m~3的粉尘颗粒在马赫数为1.05～1.8的激波作用下所发生的起扬运动。发现激波后气流边界层内的速度梯度是颗粒起扬的主要启动因素,惯性是决定颗粒扬起高度的重要原因,数值计算的结果与实验数据有较好的一致性。     

不同入射激波条件下激波与湍流边界层干扰的实验研究

本文在Ma=3.4超声速低噪声风洞中开展了不同入射激波条件下激波与来流壁面湍流边界层干扰的相关实验研究,得到了不同入射激波条件下的精细流场结构、壁面压力、壁面温度分布以及他们之间的相互关系.利用基于纳米示踪的平面激光散射技术(NPLS)在单位雷诺数6.30×10~6m~(-1)条件下获得了激波与湍流边界层干扰典型流场精细的瞬态流动结构图像,并对瞬态流动图像进行统计分析,得到的诱导激波振荡位置满足正态分布.同时利用大气数据系统得到了不同入射激波条件下干扰区的壁面压力分布,以及不同入射激波强度下分离区流动结构与壁面压力变化的关系.利用温敏漆(TSP)技术,得到不同入射激波条件下干扰区模型壁面温度分布,分析了激波与湍流边界层干扰过程中出现G?rtler涡引起的条带结构与入射激波强度的关系.     

大尺度高焓激波风洞喷管设计研究

激波风洞是开展高超声速飞行器气动力实验的重要地面试验设备,喷管是形成激波风洞试验流场的关键部段.针对大尺度高焓激波风洞,展开轴对称型面喷管设计方法的研究.喷管设计包括无粘型线设计和边界层修正两部分.无粘型线确定后会对其进行边界层位移厚度的修正.由于喉道处边界层位移厚度相较于特征长度(喷管喉道半径)是一个小量,传统的无粘型线设计方法在进行边界层修正时一般将其忽略.这一假设适用于很多超声速及高超声速喷管.但是大尺度高马赫数喷管需要考虑喉道处边界层的影响.对于高焓激波风洞,高温气体效应以及化学非平衡的影响较大,在喷管设计中不可忽略.本研究对高温气体效应以及边界层进行必要修正,并在数值模拟中考虑化学非平衡的影响.在特征线法的基础上,比热比等特征区关键参数取决于CFD数值模拟的结果.比热比可根据组分信息通过NASA拟合曲线来计算.然后通过叠加计算得到的边界层位移厚度进行迭代的边界层修正.本文利用改进的Sivells法设计Ma17喷管,并对其进行CFD数值模拟.喷管出口高度为2.5 m,总温和总压分别为7400 K, 30 MPa.     

二维高超声速进气道内激波-边界层相互作用

在多级压缩二维高超声速进气道中,激波边界层相互作用在前后两级压缩面交界的折角处会诱发壁面流动的分离,导致分离泡的产生.压缩面折角位置产生的激波与唇口处边界层相互作用,同样会诱发明显的壁面流动分离.这些分离现象均存在较为明显的动态特征和空间结构上的不稳定性,对进气道内流场及起动性能存在一定的影响.这里主要利用改进的高速纹影系统对二维二级压缩进气道内的流动结构进行观测及分析,揭示了分离流动的细节结构以及演化过程.在此基础上,采用改变壁面粗糙度以促进边界层转捩、壁面添加扰流器促进边界层内掺混流动等措施改变边界层流动状况,观察边界层控制对分离流动的影响,并取得了初步的结果.