高超声速粗糙元诱导转捩的数值模拟及机理分析

采用直接数值模拟方法细致刻画了钻石型粗糙元诱导的高超声速边界层从层流到湍流的转捩过程,从拓扑结构稳定性和边界层流动稳定性两个角度分析了钻石型粗糙元诱导转捩的机理. 流动结构的拓扑分析表明,钻石型粗糙元头部区域和底部区域分别存在不稳定的鞍点-鞍点(SS) 型轨线和鞍点-结点-鞍点(SNS) 型轨线,在扰动的作用下其会形成非定常、非对称的振荡结构. 边界层流动失稳过程计算分析表明,钻石型粗糙元会产生高波数扰动,并发现在扰动发展过程中大尺度结构会破碎. 两种不同类型的流动失稳效应同时存在. 此外,通过不同类型粗糙元(圆柱、斜坡及钻石型) 的对比,揭示了不同类型粗糙元诱导转捩机理的差异,为高超声速人工转捩装置设计提供了基础理论支撑.      

细长锥边界层绊线转捩风洞自由飞试验

通过在半锥角θ_c=10°细长锥面上布置一定数量的人工绊线,促使细长锥表面边界层在相应轴向位置上发生层流向湍流转变的固定转捩,采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验技术研究边界层转捩对高超声速细长锥再入体无控自由飞行下的运动特性和气动特性影响规律,并与以往无人工绊线的细长锥风洞自由飞试验结果作对比.试验马赫数Ma=5.0,通过改变风洞前室总压P_0实现两个雷诺数的模拟,以模型长为特征尺寸自由流雷诺数分别为0.84×10~6和1.68×10~6.结果表明:当自由流雷诺数Re=0.84×10~6时,人工绊线尚不足以促使边界层发生转捩,有绊线的细长锥气动特性与无绊线基本一致,动稳定导数大于零;当自由流雷诺数Re=1.68×10~6时,人工绊线促使边界层发生固定转捩,细长锥的动稳定导数小于零,细长锥自由飞行动稳定.     

高超声速飞行器气动热关联换算方法研究

气动热风洞实验是地面研究和预测飞行器气动热环境的重要手段之一, 但由于风洞实验模拟能力的限制, 风洞实验的流场参数和模型的几何尺度都会与实际飞行情况存在一定的差别, 导致地面风洞实验中得到的模型表面气动加热率数据无法直接用于飞行条件下的热环境预测和热防护设计. 以往通过针对具体飞行器的试验结果进行数据拟合后外插的气动热关联换算方法指向性较强, 没有考虑到气动热的具体影响参数, 存在一定局限性, 难以外推应用于其他外形的飞行器. 为解决通过气动热风洞实验数据外推预测飞行条件下气动热的技术难题, 基于无量纲NS方程和边界层理论分析研究了影响气动热的主要参数, 并通过推导化简边界层近似解热流公式, 针对层流流态建立了气动热关联换算方法, 可以考虑当地边界层外缘参数的影响, 具有一定通用性. 在此基础上, 利用建立的方法将Reentry-F飞行器缩比模型的风洞实验数据换算到该飞行器飞行条件下的典型工况, 并与飞行测量结果进行了比较, 外推预测结果与飞行测量结果符合较好, 表明建立的关联方法可以用于气动热风洞实验数据的外推换算.      

基于NPLS技术的可压缩湍流机理实验研究新进展

可压缩湍流机理的实验研究是一件难度很大的工作, 其主要的难度在于高时空分辨率的可压缩湍流结构非接触精细测试技术和低噪声的高速风洞设备技术. 近几年来, 由于在低噪声的超声速、高超声速风洞研究和可压缩流动精细结构测量技术研究方面取得的重要进展及其在可压缩湍流机理研究方面的应用, 超声速流动转捩与湍流的机理研究取得了较大的进展. 本文介绍了最近几年高速流动非接触精细测试技术, 尤其是基于纳米粒子的平面激光散射技术(nano-tracer planar laser scattering, NPLS)、背景导向纹影技术(background oriented schlieren, BOS) 和超声速流场的粒子图像测速技术(particle image velocimetry, PIV)的研究进展和发展前景, 以及基于这些技术, 在可压缩湍流机理实验研究方面的进展和发展前景, 其中包括在超声速混合层转捩、超声速绕流与尾流结构、超声速边界层转捩、激波边界层干扰等典型流场的机理研究方面, 以及气动光学机理研究方面的研究进展. 最后, 展望了目前湍流机理实验研究对湍流工程模型研究的可能贡献.      

高超声速飞行器气动热关联换算方法研究

气动热风洞实验是地面研究和预测飞行器气动热环境的重要手段之一,但由于风洞实验模拟能力的限制,风洞实验的流场参数和模型的几何尺度都会与实际飞行情况存在一定的差别,导致地面风洞实验中得到的模型表面气动加热率数据无法直接用于飞行条件下的热环境预测和热防护设计.以往通过针对具体飞行器的试验结果进行数据拟合后外插的气动热关联换算方法指向性较强,没有考虑到气动热的具体影响参数,存在一定局限性,难以外推应用于其他外形的飞行器.为解决通过气动热风洞实验数据外推预测飞行条件下气动热的技术难题,基于无量纲NS方程和边界层理论分析研究了影响气动热的主要参数,并通过推导化简边界层近似解热流公式,针对层流流态建立了气动热关联换算方法,可以考虑当地边界层外缘参数的影响,具有一定通用性.在此基础上,利用建立的方法将Reentry-F飞行器缩比模型的风洞实验数据换算到该飞行器飞行条件下的典型工况,并与飞行测量结果进行了比较,外推预测结果与飞行测量结果符合较好,表明建立的关联方法可以用于气动热风洞实验数据的外推换算.     

磁流体动力学在航空工程中的应用与展望

介绍了磁流体动力学在航空工程中的主要应用方式,主要包括:磁流体冲压组合发动机、磁流体涡轮组合发动机、燃烧室后磁流体发电、表面磁流体发电、磁流体加速风洞、磁流体推力矢量、进气道大尺寸磁流体流动控制、边界层分离流动控制、边界层转捩控制、飞行器头部热流控制等;探讨了磁流体技术在应用中存在的关键科学与技术问题,对导电流体的产生、磁流体实验设备与实验技术、多场耦合机理及数值模拟方法等进行了分析;最后对磁流体技术在航空工程上的应用与发展进行了总结与展望.     

磁流体动力学在航空工程中的应用与展望

介绍了磁流体动力学在航空工程中的主要应用方式,主要包括:磁流体冲压组合发动机、磁流体涡轮组合发动机、燃烧室后磁流体发电、表面磁流体发电、磁流体加速风洞、磁流体推力矢量、进气道大尺寸磁流体流动控制、边界层分离流动控制、边界层转捩控制、飞行器头部热流控制等;探讨了磁流体技术在应用中存在的关键科学与技术问题,对导电流体的产生、磁流体实验设备与实验技术、多场耦合机理及数值模拟方法等进行了分析;最后对磁流体技术在航空工程上的应用与发展进行了总结与展望.     

Review on the application and prospect of magnetohydrodynamics in aeronautical engineering

介绍了磁流体动力学在航空工程中的主要应用方式,主要包括：磁流体冲压组合发动机、磁流体涡轮组合发动机、燃烧室后磁流体发电、表面磁流体发电、磁流体加速风洞、磁流体推力矢量、进气道大尺寸磁流体流动控制、边界层分离流动控制、边界层转捩控制、飞行器头部热流控制等;探讨了磁流体技术在应用中存在的关键科学与技术问题,对导电流体的产生、磁流体实验设备与实验技术、多场耦合机理及数值模拟方法等进行了分析;最后对磁流体技术在航空工程上的应用与发展进行了总结与展望.     

后掠机翼低速流动转捩位置的升华法测量

报导了在西北工业大学低湍流度风洞中采用升华法测量后掠翼上表面流动转捩位置及其随攻角变化而改变情况,并参照后掠翼压力分布的实验结果进行分析.本文涉及的升华法,是根据边界层的层流区和湍流区流态差别来判断边界层转捩的一种测量方法.升华法的测量结果表明:在小攻角范围内,转捩位置逐渐提前,当达到某一攻角时,转捩快速接近前缘.这一结果和压力分布的实验结果相吻合,说明升华法能够较准确地显示转捩线位置.由于影响后掠翼转捩位置的因素较多,诸如边界层内横流的不稳定性、壁面的干扰、后掠翼的三维流动效应等,致使出现了攻角为4°时转捩位置呈现出一条斜线的现象.     

高超声速高焓边界层稳定性与转捩研究进展

边界层由层流向湍流的转捩是高超声速飞行器设计面临的重大空气动力学问题. 随着飞行速域与空域的不断拓展, 高超声速高焓边界层中的高温气体效应会使得量热完全气体假设失效, 从而深刻影响流动转捩过程. 相关研究涉及多个学科, 是典型的多物理场耦合问题. 近年来, 随着相关飞行器技术的快速发展, 高超声速高焓边界层转捩问题的重要性越来越得到体现, 相关研究已成为国际上的热点领域. 本文综述相关研究进展, 首先介绍目前常用的高温气体物理模型, 尤其关注热化学非平衡模型, 并介绍激波捕捉、激波装配和边界层方程解等常用的高焓流动求解方法, 以及相关风洞和飞行试验技术的进展. 然后综述高温气体效应对转捩过程中的感受性、模态增长、瞬态增长和非线性作用等的影响的相关研究, 其中流向不稳定性中出现较大增长率的第三模态和超声速模态引起了广泛的研究兴趣. 最后进行总结, 并对未来发展略作展望.      

局部粗糙机翼表面气动特性影响研究

采用柱型粗糙元,以尖劈和机翼外形为基础,利用CFD数值模拟方法,研究机翼表面局部粗糙区域对其周围气动特性的影响。研究相同粗糙元高度下,粗糙元位于尖劈表面不同位置时局部边界层和气动特性的变化情况;基于流动分区理论,采用空气动力学理论分析与数值模拟结合的方法,分析F16机翼可接受的局部粗糙元高度;根据分析结果,在改进平板外形基础上,验证不同粗糙元高度对改进目标块区域气动特性的影响程度,并给出流经局部粗糙区域的流体发展状况。为了验证数值结果的准确性,采用S-A与SST湍流模型进行对比求解。本文工作对复杂大气环境引起的飞行器局部粗糙表面区域气动特性变化的研究具有指导意义。     

POD-based surrogate modeling of transitional flows using an adaptive sampling in Gaussian process

A surrogate model, based on proper orthogonal decomposition (POD) with the adaptive sampling method, was proposed to predict the transitional flow past rough flat plates simulated by a four-equation k-ω-γ-A_r transition model. Gaussian process regression was used to map the input parameters to the POD expansion coefficients. The variance and gradient of Gaussian process were taken as the criteria for the adaptive sampling. The proposed methodology was applied to a one-dimensional heat conduction problem and two-dimensional transitional flow past rough flat plates. At the same time, the results were compared with those of Halton sequences. With the same sample size, the adaptive method achieved a higher accuracy on the test set, and the proposed adaptive criterion could serve as an indicator for the model discrepancies.     

页岩气吸附解吸规律研究

页岩中天然气的吸附解吸规律是页岩气开发的基础。根据物质平衡原理,自行设计了页岩气吸附解吸实验装置。用该装置对取自鄂尔多斯盆地的三个页岩岩样在不同温度(30～90℃)、不同压力(0.1～10MPa)条件下,进行页岩气吸附及解吸规律研究。实验结果表明,吸附量随有机碳含量的增加而增大;随压力的增加吸附量增大,而随温度的增大吸附量减小。同一温度压力条件下,相对吸附过程而言,解吸过程有滞后现象,解吸不够彻底。对粘土含量较大的页岩,朗格缪尔模型拟合效果较差,而利用修正的双朗格缪尔模型可以得到较好的拟合结果。     

较高Re数圆柱尾流的控制

引入一个窄条作为控制件，在Re=3.0×10 3~2.0×10 4范围内对圆柱尾流进行控制实验。窄条长度与柱体长度相同,厚 度为柱体直径的 0.015~0.025倍,宽度为柱体直径的0.18倍. 窄条的两个长边 与柱中心轴平行, 而且三者共面. 控制参数为窄条位置, 可由间距(窄条到柱轴)比λ/(0.5D)和风向角β (窄 条面与来流的夹角)确定. 采用流动显示和热线测量方法,对控制和未控制尾流的流动状态, 平均速度分布和脉动速度情况,以及作用于柱体和控制件的总阻力进行了研究和比较. 研究结果证明, 当窄条位于柱体尾流中一定区域内时, 可有效抑制柱体两侧的旋涡脱落.有效控制后的尾流湍流度也相应减小. 在不同Re数下,找出了有效抑制旋涡脱落的窄条位置区域, 并用动量积分估计了作用于柱体和窄条上的总阻力与光圆柱阻力的比值及其随风向角的变 化. 对λ/(0.5D)=2.9情况,得到了减阻的风向角区域(β=0°~40°与180°附近)以及最大减阻率32%.以上事实表明，在近尾流局部区域施加小的干扰,可改变较高Re数圆柱尾流的整体性质.     

壁面温度在多参数下对平板边界层的影响研究

为了得到壁面温度在不同来流速度、不同湍流强度条件下对边界层转捩与减阻的影响规律,本文采用Transitionk-kl-ω模型对低来流速度下无压力梯度的光滑平板进行了数值模拟。结果表明,随着来流速度的升高,壁温升高所起到的减阻效果更好,即高来流速度对壁面温度更为敏感。当来流处于中高湍流强度下时,壁温升高能起到推迟转捩的作用,且随着湍流强度的升高,转捩推迟的效果越好,但减阻效果正好相反;当来流处于低湍流强度下时,壁温升高会使得转捩提前发生。壁温升高抑制了边界层内流体的脉动程度,使得层流的稳态不易被破坏,流动更加稳定;同时,壁温升高使得边界层内流体的速度梯度减小,从而降低了壁面摩擦系数,故壁温升高能起到推迟边界层转捩与减阻的作用。     

Limit-cycle oscillations of a pre-tensed membrane strip

The paper presents a computational and experimental study of the nonlinear aeroelastic response of a pre-tensed, high aspect-ratio, thin membrane strip. The goal of the study is to derive and validate a computational model that can be used for analysis and design of membrane strips, for the purpose of energy harvesting from flutter at low airspeeds. The mathematical model is based on a pre-tensed-beam model, accounting for bending and torsional stiffening effects due to pretension and large deformations. The aerodynamic model is a potential flow model. The equations of motion are written as a set of nonlinear ordinary differential equations, using Galerkin’s method, and are simulated numerically. The nonlinear aeroelastic model is used to study the oscillation characteristics of the membrane strip in the various stability regions. The effects of the initial pretension and non-linear stiffening on the energy-harvesting potential of the system are studied. The combined effect of the preload on the flutter onset speed, on the flutter frequency and amplitude, and on the loss of orbital stability, indicate that an optimal preload can be determined based on the intended airspeed range for energy harvesting. A series of wind tunnel tests are conducted, in which the flutter onset velocity, and the post-flutter frequencies and amplitudes are measured. Good agreement between the experimental data and computational results validate the computational model.     

侵彻过程中弹引螺纹连接结构振动特性研究

针对侵彻过程中的弹引系统,对弹引螺纹连接结构振动特性进行了研究,建立了弹引螺纹连接结构弹性模型。在模型中,充分考虑了螺纹载荷分布不均匀的特性,不但给出了螺纹载荷分布规律,还给出了螺纹连接结构的等效刚度和振动频率;同时,为了验证模型的正确性,对弹引螺纹连接结构的拉伸和冲击过程进行了有限元仿真和试验,分别通过对弹引系统各结构振动特性的计算和对实测过载信号进行时频分析得到了系统的频率特性;将弹引系统的振动频率与实测过载信号的时频分析结果进行了对比。分析计算和试验结果发现:与静载荷时相比,冲击载荷作用下第一扣螺纹承受的载荷更大;螺纹连接结构的刚度明显小于固连结构;增加螺纹材料刚度、增加螺纹旋合长度、减小螺距能够有效增加螺纹连接结构固有频率;在侵彻过载测试信号的时频分析结果中明显存在与螺纹连接结构的振动频率一致的振动信号,并且该频率成分的信号幅值很高,对过载信号影响很大。     

基于Hindmarsh-Rose神经元模型的模式分割

联想记忆和模式分割是大脑的重要功能,大脑海马区是这一功能的重要物质基础。Hindmarsh-Rose神经元模型能够较好地模拟大脑海马区神经元的特性。本文以Hindmarsh-Rose神经元为节点,按Hopfield规则构造网络,同时,考虑到大脑中神经元连接的生理学实际情况,通过数值模拟,实现了在弱、中、强三种连接强度情况下的模式分割以及在随机概率连接情况下的模式分割,通过分析比较,提出了进一步改进的方向。     

粗糙表面法向接触刚度的分形模型

提出了以往有关粗糙表面法向接触刚度理论研究工作的缺陷与不足,并在一定的前提假设下,基于球体与平面的接触理论和粗糙表面的分形接触理论,从理论上给出了具有尺度独立性的粗糙表面法向接触刚度分形模型,并进行了数字仿真研究。     

无伞末敏弹气动特性风洞实验研究

为实现末敏弹的无伞稳态扫描运动,设计了一种短圆柱轴向非对称尾翼子弹气动外形。设计了模型和实验装置,进行了大迎角低速风洞实验。获得了模型在有/无减旋翼、固定和自由旋转条件下的气动力数据,测量了模型在气动力作用下的转速。实验结果表明:设计的尾翼能够为模型提供较大的阻力,旋转时模型的阻力系数有所减小;在有减旋翼的情况下,模型能够保持较低的稳定转速;模型的静稳定性较差;模型旋转时稳定性有较大的改善。需要进一步改进尾翼,提高静稳定性,为扫描角的稳定提供保证。实验结果可为无伞末敏弹的设计和改进提供参考。