爆轰双向驱动双状态并行技术的原理性研究

爆轰驱动激波风洞是用来产生高超声速高焓试验气流的地面试验装置,通常分为正向爆轰驱动激波风洞和反向爆轰驱动激波风洞两种.本文针对单独正向或反向驱动模式的不足,提出一种新型的爆轰双向驱动模式,同时利用爆轰波的高能波阵面和泰勒稀疏波尾部平稳端,在一次试验中同时实现中焓与高焓两种高超声速试验气流.本文利用高温热化学反应流动数值计算技术,模拟并分析了爆轰双向驱动激波风洞中的关键波动力学过程,数值计算结果表明,爆轰双向驱动技术是可行的,而且正向驱动端和反向驱动端的状态调整具有相对独立性,可以覆盖中高焓大范围跨流域试验能力.     

高焓流动中电子密度的静电探针测试技术研究

高焓激波风洞能够产生模拟高马赫数飞行条件的气流总温,是研究高温气体效应以及通讯中断问题的有效地面试验设备.本文在JF-10高焓激波风洞总焓16 MJ/kg、总温7900 K的高超声速试验气流状态下,采用能够获得足够空间分辨率且不影响流场结构的针状探针,发展了静电探针测试技术并对10°尖劈模型流场进行了电子密度测量.试验结果表明:研制的探针能够获得模型流场空间电子密度分布规律且具有较好的测量重复性;恒定偏压方法能够获得耦合流场参数的无量纲电子密度,而发展的新型高频扫描电路能有效降低扫描电路中的干扰噪音,提高测量的精度,获得定量电子密度值.     

快速压缩机中激波反射起爆过程数值模拟

对在快速压缩机上使用高速摄影观察到一种由激波反射引起的超级爆震起爆机理进行了数值模拟研究.高速摄影获得的图像显示起爆发生在燃烧室近壁面处.通过建立与试验结果对应的物理模型,使用CFD软件数值模拟了激波发展过程,研究了激波与燃烧室壁面的交互作用,解析了激波反射引发爆震燃烧的过程.结果表明,激波在圆形燃烧室传播过程中会在近壁面区域发生马赫反射,三波点滑移线与壁面之间形成高温区,高温区中热点自燃发生局部热爆炸形成的激波与反应面耦合最终发展为爆轰.     

基于激波形状控制的定几何高超声速可调进气道概念及初步验证

针对现有定几何高超声速进气道低马赫工作时流量系数低、溢流阻力大, 变几何高超声速进气道结构复杂、附加重量大、可靠性低等缺点, 提出了一种基于激波形状控制的固定几何高超声速可调进气道概念, 给出了其实现模式, 并进行了初步的验证. 研究结果表明, 该可调进气道能够依靠自身的高压驱动来实现对口部波系、有效喉道面积的调节, 使进气道在低马赫数下的流量系数相对于常规定几何高超声速进气道提高20%以上, 前体阻力系数下降8%以上, 其性能特征对于改善高超声速飞行器的低马赫数加速性能特别有利.     

基于反应欧拉方程投影算法的广域尺度气体爆炸数值模拟研究

近年来广域尺度可燃气体爆炸事故愈发严重,亟需发展有效的数值方法模拟爆炸波的传播发展及其对结构物的作用,预测和评估爆炸造成的危害.本文采用含极端刚性源项的反应欧拉方程描述广域尺度气体爆炸过程,基于算子分裂法,通过高分辨率格式捕捉激波,采用投影法处理化学反应刚性源项,解决了化学反应和流体动力学时空尺度不匹配的问题.通过若干一维爆轰波算例验证了本文数值方法能够在网格尺度欠解析的情况下准确捕捉爆轰波的传播过程,且几乎不受空间重构格式的影响,具有较好的鲁棒性.进一步将一维数值模型推广至二维含复杂结构物气体爆炸问题,几组二维算例表明本文数值模型能够在较粗的网格条件准确捕捉弯曲爆轰波的传播及其散射行为.最后计算了一个广域尺度含复杂结构物的爆炸波算例,表明本文的数值方法具备在空间网格欠解析的情况下模拟真实广域尺度气体爆炸问题的能力,有望为城市爆炸安全评估提供压力、温度等数据.     

H2/O2/Ar可燃气体激光诱导火花点火的实验研究

对H₂/O₂/Ar可燃气体激光诱导火花点火进行了实验研究. 采用Nd:YAG激光器产生的 532 nm激光聚焦击穿气体点火, 并采用激光高速纹影系统对不同初压、激光点火能量、氩稀释度可燃气体点火的火焰结构进行了流场显示. 结果表明, 气体击穿形成椭球形等离子体, 稀疏波与等离子体作用, 在等离子体迎光侧和背光侧分别形成一对反旋的螺旋环, 导致等离子体和随后的火焰面向内弯缺, 在等离子体左侧激光轴附近形成一个向外凸出的气瓣. 等离子体的高温气体诱导火花核的形成, 受壁面反射弱激波或压缩波的作用, 初始层流火焰减速. 弧形火焰阵面与壁面的作用及其与激波或压缩波、稀疏波等作用, 导致层流火焰向湍流火焰转捩. 对摩尔比为2:1:10、初压为53.33 kPa, 激光诱导火花点火的激光器最小输出能量为 15 mJ. 随预混气初压的升高, 激光点火能量越高, 降低氩稀释度, 会加快火焰阵面传播速度.     

三维非理想高磁雷诺数磁流体流动的数值模拟

对三维高磁雷诺数下非理想可压磁流体方程组发展了基于TVD的守恒格式.八波模型磁流体方程组属于非严格的非凸双曲型方程组,Powell对该方程组进行了修正并建立了一组新的磁流体方程组.修正后的方程组形式上非守恒,不能直接采用守恒型格式.针对该方程组构造了基于TVD的守恒格式,并通过一维磁流体激波管问题进行了验证;对不同情况下的非定常磁流体Rayleigh问题和定常Hartmann问题数值模拟结果和解析解的比较说明算法可靠性较高,可采用此算法对高磁雷诺数下的磁流体问题（如宇宙磁流体问题、钝头体高超声速绕流）进行有效的数值模拟.     

高超声速条件下溢流液膜厚度测量方法

高超声速溢流液膜冷却是一种新型的飞行器热防护方法,还处于探索阶段,液膜厚度作为最基本的参数,对研究液膜形成条件、冷却机理、冷却性能评估等方面具有重要的意义.针对膜厚测量的基本问题,总结各研究领域内相关的方法,并对各方法应用于高超声速溢流液膜冷却实验的可行性进行了详细的分析和讨论,筛选确定了利用电导法测量高超声速溢流液膜厚度.在高超声速激波风洞来流Ma=6的条件下,开展了15°楔模型溢流液膜冷却实验,利用电导法测量液膜建立过程中液膜厚度的变化,验证了电导法测量溢流液膜厚度的可行性,并对高超声速条件下的溢流液膜流动特性进行了初步分析.     

高温风洞机器视觉系统:原理、设计与装备

在航空航天等领域,高温风洞模拟试验是对飞行器关键材料/结构进行防热性能评估和优化设计的重要方式.结合试验环境特点,发展面向高温风洞的机器视觉系统,以实现全方位、多角度的试验过程信息的获取,对于高温地面模拟试验技术的发展具有重要意义.本文综述了面向高温风洞的机器视觉系统的概念原理、关键技术与装备设计,同时结合课题组在该领域的相关研究成果,对高温风洞机器视觉系统的应用实例进行了介绍.最后,基于高温风洞模拟试验的发展需求,对高温风洞机器视觉系统的未来发展方向和应用前景进行了展望.     

障碍物扰动对预混火焰发展的影响

要 研究了半开口管道中障碍物对预混火焰传播的影响. 结果表明, 由于障碍物引起的扰动, 使火焰在传播过程中不断加速, 同时管内压力上升. 根据火焰速度的量级, 在受限管道中的火焰传播可以分为3种状态: 熄火态、雍塞态和爆轰态. 在贫燃极限附近, 火焰加速一段距离后自动熄灭; 在雍塞态, 最大火焰速度略低于燃烧产物声速, 基本上不受阻塞比变化的影响; 随着当量比的上升, 对敏感气体而言, 火焰传播由爆燃转变为爆轰, 最大火焰速度随阻塞比的增加而降低; 而对于非敏感气体, 则不存在爆燃转爆轰现象. 管内压力随障碍物阻塞比的变化并不呈现单调规律. 同时用非稳态可压缩流体模型模拟了管内的火焰加速和压力发展过程, 计算结果和实验结果吻合得较好.     

超燃冲压发动机隔离段流动特性研究

本文通过数值模拟分别研究了出口反压、进口马赫数、进口附面层厚度、长高比、扩张角等对隔离段流动特性的影响。结果表明出口反压、进口附面层厚度、扩张角的增加,以及长高比的减小,可使激波串沿隔离段向上游移动;出口反压、进口马赫数以及扩张角的增加,可使隔离段总压损失增加。     

高超声速非平衡气动加热试验及数值分析研究

高超声速非平衡流动气动加热的精确预测是当前高超声速飞行器热防护设计面临的难点和热点问题.设计了外形简单的球柱测热模型,采用表面溅射金Au和二氧化硅SiO_2的方法改变了模型和塞式量热计表面的催化特性,并在电弧风洞中开展了高超声速非平衡流动气动加热试验,获得了近完全催化壁及近非催化壁两种条件下模型表面的气动加热数据.通过和数值模拟结果对比分析,对高温化学非平衡气动加热的数值预测方法进行了验证,结果表明:表面材料的催化特性对非平衡气动加热有显著影响,测热模型的球面上催化效应影响明显,完全催化热流要高于非催化热流,而柱面上催化效应较弱;数值模拟得到的不同壁面催化条件之间热流差异大于地面试验结果;计算结果与试验结果相比,完全催化壁热流相差在5%以内,完全非催化壁热流相差超过10%.     

激波与可燃粉尘界面的相互作用

对足够强的激波以0°角与气体-可燃颗粒悬浮流界面正碰撞时和以90°角扫过气体-可燃颗粒界面时所诱发的带化学反应的两相流动进行了实验研究和数值模拟,其结果基本揭示了激波与可燃粉尘界面相互作用的发生和发展过程.计算结果与可测实验结果符合较好.     

爆轰波绕射问题的高精度数值模拟研究

高精度数值模拟方法在具有化学反应及强间断的炸药爆轰问题数值模拟中具有重要的应用价值.本文通过求解柱坐标系下二维轴对称反应流欧拉方程组,采用基于Level set界面捕捉方法的欧拉型高精度多介质数值方法,编写了凝聚相炸药非理想爆轰程序,并对TATB基炸药在拐角效应中的死区现象进行了数值模拟研究.通过对比基于压力的点火增长模型与基于熵函数的CREST反应燃烧模型在拐角死区问题的计算效果,分析了两种反应模型的优势与不足,并结合两者的优点提出了一种多判据反应速率模型.数值模拟结果表明,该模型可以直接对死区进行计算,且死区高度与实验结果较为一致.     

表面催化特性对火星进入气固耦合热效应的影响研究

高超声速进入火星大气层过程特殊且复杂的高温真实气体效应及气固界面热化学作用给火星进入器耦合气动热环境的精准预测带来巨大挑战.针对火星进入气固耦合问题,建立非平衡气动热环境和结构热响应的耦合计算方法,开展进入器防热大底高超声速非平衡气动加热和结构传热的耦合计算分析,获得了典型弹道点上气固界面非平衡热化学作用对耦合加热的影响规律.耦合分析表明,壁温梯度所致的对流热流和组分扩散热流均对高超声速非平衡气动加热有较大影响;当前耦合计算状态下组分扩散热流占总热流的主要部分,尤其CO2部分影响最大;所计算的热防护系统能够有效阻止气动热向舱内传递,防隔热性能良好,表面热流与辐射散热可快速趋于局部热辐射平衡,可采用辐射平衡壁面条件解耦模拟气动热环境;完全非催化/完全催化壁面热流随耦合时间逐渐降低,但有限速率催化热流因界面非平衡热化学效应而先增后降;壁面热流与壁温的线性度因界面非平衡热化学所致扩散热流的引入而减弱.     

力学冲击试验中激波和类行波的作用

用NASTRAN和ANSYS软件包计算在冲击作用下试件所受的应力,其结果往往比实测值偏大许多倍.本文认为冲击在试件中诱发了激波或类行波,采用Lax-Friendrichs(L-F)格式数值模拟了激波和类行波在固体中的传播,计算结果表明应力波的作用区间很小,而且作用时间很短,表观很大的冲击力及其所做的功实际并不大.计算所得的冲击值分布与冲击试验的实测值趋势符合,定性解释了出现上述情况的物理原因.     

燃气射流控制进气道调节原理及数值验证

为了提高固冲发动机＂变工况＂工作条件下进气道性能,将外部波系封口马赫数降低的设计方法与燃气射流进气道控制技术相结合,提出了燃气射流控制进气道设计方案;为分析设计方案的可行性,设计了三种进气道,并采用数值模拟方法三种进气道流场进行了模拟;通过对模拟结果的分析探索了调节方案的调节原理;通过对三种方案进气道性能的比较,初步验证了调节方案.研究表明：采用降低外部波系封口马赫数的设计方法可提高进气道低马赫数工作时的流量系数;燃气射流控制技术可均化进气道在高马赫数工作时的入口流场,减小有效喉道面积,提高总压恢复;射流控制可调进气道在一定工作范围内具有较好的性能.     

高坝工程总溶解气体过饱和预测研究

随着越来越多的高坝工程建设, 伴随高坝泄水而存在的总溶解气体过饱和问题及其对鱼类的影响成为在我国日渐突出并日益受到关注的环境生态风险之一. 本文在理论分析基础上, 将高坝下游总溶解气体的生成过程概化为气体过溶及瞬间释放两个过程, 建立了高坝挑流消能下游总溶解气体过饱和风险预测模型. 采用紫坪铺、二滩、漫湾等已建高坝原型观测资料对模型进行了验证, 并对西南某待建高坝工程总溶解气体过饱和风险进行了预测. 本文作为高坝挑流消能过饱和总溶解气体预测方面的开拓性研究工作, 对于定量预测评价高坝工程总溶解气体过饱和问题, 建设生态环境友好型高坝水利工程具有重要意义.     

基于伴随方法的网格自适应DG方法

发展了一套基于伴随方法的Euler方程自适应网格DG求解方法,采用当地网格上的输出变量的误差估计作为离散误差指示器驱动网格自适应.在离散误差指示器的构造中,采用GMRES方法求解伴随方程获得伴随变量,将p阶流场变量和伴随变量映射到p+1阶函数空间,并进行有限次块对角Jacobi迭代得到近似p+1阶细网格解.壁面边界通量及输出变量计算仅依赖边界外侧值以保证伴随相容性.首先采用NACA0012翼型不同精度的阻力系数结果验证了误差估计的可靠性,然后对NACA0012翼型亚声速、跨声速流场和圆柱6马赫高超声速绕流进行了自适应加密计算研究.研究结果表明,基于伴随方法的网格自适应可有效提高阻力系数等输出变量的模拟准确性,在亚声速NACA0012翼型计算中使用约17%的全局加密自由度获得了与全局加密精度相当的阻力系数.     

页岩气纳米孔真实气体传输模型

页岩富含纳米孔,纳米孔气体传输不同于宏观流体流动.基于滑脱流动和克努森扩散两种传输机理,分别以分子之间碰撞频率和分子与壁面碰撞频率占总碰撞频率的比值作为滑脱流动和克努森扩散的权重系数,耦合这两种机理,建立了理想气体传输模型.同时考虑高压条件下真实气体分子间相互作用力和气体分子自身体积对气体传输的影响,建立了页岩纳米孔真实气体传输模型.模型可靠性通过分子模拟结果验证.结果表明:纳米孔真实气体传输模型能够更合理地描述所有的气体传输机理,包括连续流动、滑脱流动和过渡流动;真实气体效应对气体传输的影响可高达23%,其受压力、温度、纳米孔尺度和气体类型的控制;在室内实验条件下模拟页岩纳米孔气体传输时,用氦气代替甲烷,低估了甲烷的传输能力65.09%;用氮气代替甲烷,高估了甲烷的传输能力106.27%.