等离子体气动激励控制圆锥激波实验

以减弱超声速飞机头部和进气道调节锥的激波强度为背景,开展了等离子体气动激励控制圆锥激波实验,通过纹影显示以及壁面压力测量来研究圆锥激波形态和激波强度变化的规律。结果表明:当激励电压幅值分别为600V,800V,1 000V时,等离子体气动激励使圆锥激波变为2道激波,激波角度分别增大7.3°、13.2°、18.9°,锥体头部壁面总压分别增大6.52%、8.17%、9.52%,表征总压损失减小,验证了等离子体气动激励可以有效减弱超声速飞机头部和进气道调节锥圆锥激波强度。     

高超声速飞行器变比热驻点热流计算

 为快速准确预测高超声速飞行器驻点热流密度,基于P-R 状态方程,计算空气真实气体状态下比热比、定压比热容,得到温度拟合公式。应用变比热计算了高超声速飞行器激波后温度,应用空气真实气体状态下定压比热容计算了典型的高超声速钝头体驻点热流密度值。计算结果与实验值基本吻合,表明计算方法可行,有足够的精度,可为高超声速飞行器初步设计热环境计算和防热材料的合理选择提供可靠的参考数据。     

一种新的激波/滑移线共存结构

超音速飞行器机动飞行时面临大攻角流动问题.这里,我们报道一种由大攻角飞行导致机翼上表面出现特殊的脱体激波、再压缩激波与滑移线共存的现象.在大攻角条件下,超音速气流在机翼前缘产生脱体激波,波后亚音速气流在机翼上表面加速到超音速,一般会形成再压缩激波.在大攻角条件下,由机身下方翻转上来的亚音速气流与机翼上表面超音速气流接触,因亚音速气流压力高于超音速气流,因此产生高背压斜激波,以达到压力平衡.我们发现,高背压斜激波正好构成机翼上的再压缩激波.在较大攻角条件下,机翼脱体激波、再压缩激波以及超音速与亚音速气流之间的滑移线,为满足压力平衡,交于前缘某点,形成特有的脱体激波/再压缩激波/滑移线干扰结构.计算表明,该滑移线内在的开尔文-亥姆赫兹不稳定性会导致新的非定常现象与气动噪声.     

跨/超声速间隙流动与传热特性的影响机理研究

为随着涡轮性能不断提升,叶片顶部与机匣间隙两侧压差不断提高。在此作用下不可避免地产生跨/超声速间隙流动,造成流体做工的能量损失,并且对涡轮叶片顶部产生严重加热与烧蚀。本文针对不同间隙构型及冷却射流对间隙流场及换热的影响进行研究,结果表明：在常规平顶构型的跨/超声速间隙流动中,下壁面热流在距分离泡尾部再附点后约0.5mm处达到最大,间隙内激波边界层干扰为典型的层流入流边界层干扰。间隙采用压力侧凹腔构型能有效降低下壁面热流,使得热流峰值相比平顶构型降低23.3%;间隙前缘的小钝化半径对热流影响较小,但会造成较大泄漏增量,这说明叶片在高温工况下自然钝化并不能有效降低热流。随着前缘钝化半径逐渐增加,存在临界半径使得分离泡恰好消失,整体热流峰值骤降。考虑叶顶射流主动冷却作用,分离泡内射流对流场的影响取决于射流压力的大小,存在合理范围使得冷却流体在分离泡后部产生较好的冷却效果,同时对前部热流影响较小。     

电弧放电减弱激波强度的仿真研究

为了研究电弧等离子体数学建模,首先分析了等离子体与超声速流场相互作用的机理,然后开展了不同放电组数、放电位置与电弧温度对激波减阻效果影响的仿真研究。结果表明:随着激励位置的前移,主流激波强度减小;随着激励组数的增加,主流激波前移,主流激波强度减小;热量源项温度存在一个阈值,能够使流场出现热节流现象。因此当温度继续增大后,激波变化不明显。最后进行了实验验证。研究结果表明施加等离子体激励减弱了尖劈前方斜激波的强度。同时,进一步证明了等离子体与超声速流场耦合的热机理。     

小型等离子体多相流模拟烧蚀系统的构建与运用

在高超声速飞行器的研制过程中,热防护技术是急需攻克的关键问题之一。在热防护材料研发的初期和中期,通过模拟烧蚀试验可大大加快材料配方筛选与工艺优化进度、降低成本。针对高超声速飞行器热防护材料的使用要求,提出了基于小型等离子体多相流的模拟烧蚀试验方法;基于自动化技术开发了参数精确控制的模拟烧蚀试验系统;该系统可产生高焓、高温和高热流密度的等离子射流,射流中可注入固相粒子,模拟高超声速飞行器飞行过程中的热力环境。在此基础上,运用测量表征与数值计算相结合的手段研究了系统流场特性,为试验参数的选取与优化提供了理论依据。最后,运用系统对某型三维四向C/C复合材料进行了耐烧蚀性能测试和分析。结果表明,该试验系统可为热防护材料的配方筛选、热结构部件的优化设计和性能评价提供实用可靠的途径。     

高超声速尖头体驻点热流从连续态过渡到稀薄态的变化特征和桥函数研究

采用理论分析加数值验证的办法研究了高超声速尖头体驻点热流从连续态过渡到稀薄态的变化特征．新型近空间高超声速巡航飞行器采用尖头薄翼的尖前缘外形,要求对驻点热流有比较准确并且相对简单的预测方法．随着前缘曲率半径不断减小,流动逐渐变的稀薄,驻点局部区域黏性干扰效应和稀薄气体效应依次出现,在连续介质假设下预测驻点热流的经典理论Fay-Riddell公式将会失效,驻点热流呈现新的变化特征和演变规律．当前缘曲率半径一直减小以致趋于0时,驻点热流并不会无穷增大,而是趋近于自由分子流极限．这一现象背后的物理机制仍然有待从理论方面加以深入研究．首先,由于所有流动都可以由Boltzmann方程来统一描述,我们把连续流动和稀薄流动放在同一框架下分析,把稀薄情况下因分子碰撞不充分导致的稀薄气体效应与Fourier传热定律失效以及热传导的非线性因素影响增强联系起来．我们借鉴Burnett近似的热流表达式形式,在高超声速前缘驻点区域找到了非线性热流的主要控制因素,构造了包含非线性项的热流具体表达式．然后结合流场图像,把非线性和线性热流的比值眦当作一个特征参数来加以理论研究,它表征非线性因素影响大小,同时也可以作为划分稀薄流动的判据．最后,基于特征参数W1构建了具有物理意义的驻点热流预测桥函数,在整个流动区域都能得到与DSMC计算值和实验数据符合较好的结果．     

等离子体协同射流翼型控制参数设计与机理探索

通过风洞实验和数值模拟方法研究了相关几何参数对等离子体协同射流翼型绕流特性与气动力特性的影响，并对流动控制机制进行了阐述。设计了不同高度的腔道，研究了等离子体激励下腔道出口的流量与射流速度的变化规律，最终选取4 mm腔道高度为最优参数， 设计了以NACA0025为基准翼型的等离子体协同射流翼型。通过数值模拟研究了等离子体协同射流翼型的升/阻力特性，并对比了前缘吹气与协同射流控制的不同控制效果。研究结果表明，Re=68 000、峰-峰值电压13 kV、载波频率8 kHz条件下，相对基准翼型，等离子体协同射流翼型将失速迎角从8°提高到了14°，最大升力系数增加了181%。等离子体协同射流翼型的阻力随迎角增大持续减小，在10°迎角之前其阻力大于基准翼型，随后小于基准翼型，升阻比呈现出与阻力相同的变化特性，10°迎角之后全面优于基准翼型。原因是后缘腔道处在较小迎角下产生了正阻力，而随着迎角的增大，其当地阻力变为负值。对比前缘吹气和协同射流控制，翼型失速迎角分别为12°和16°，这是因为协同射流翼型通过前缘吹气效应可以在当地集中注入动量，其后缘吸气可以减小低能量的分离区域，形成较大的环量增量。     

汽液两相流激波升压过程的实验研究

在不同的混合腔喉部直径，喷嘴前蒸汽压力，进水流量下，实验研究了汽液两相流激波升压装置的特性，实验结果表明，汽液两相流激波升压的最大无量纲升压系数为2．4；混合腔喉部趱戏增大，其升压效果下降；引射率及蒸汽压力增加，其无量纲升压系数都将增大，这些结论对汽液两相流激波升压装置的进一步研究及应用具有一定的意义。     

轨道再入飞行器气动热力学环境研究

 高超声速飞行器气动热力学环境研究是直接涉及轨道飞行器飞行控制、热防护设计和热安全的关键问题之一。本文借助于多组分、考虑非平衡态气体的振动以及激波与热化学非平衡态效应的守恒积分型Navier-Stokes方程组,使用高分辨率总变差减小格式,计算研究了轨道再入飞行器再入地球大气层的10个飞行工况（飞行马赫数9.7～27.8）,分析了不同工况下轨道再入飞行器弓形脱体激波后流场气动热力学环境特性,得出气动力系数和沿壁面的热流密度分布,与国外相关飞行数据比较,两者吻合较好。     

双S弯进气道锤激波动态特性研究

发动机喘振产生的瞬时高压引起的进气道内锤激波载荷是飞机进气道结构强度设计的关键因素之一。通过对飞行器进行内外流一体化非定常三维数值计算,分析双S弯进气道内锤激波三维流场非定常特性的演化过程,研究了不同马赫数,不同超压比对双S弯进气道锤激波载荷的影响。研究表明：锤激波经过进气道弯道时,弯道外侧流场压力远大于内侧;锤激波离开进气道入口后,进气道内流场经过数个周期逐渐恢复至初始状态;相同进气道反压时,来流马赫数越小,锤激波在进气道内部传播速度越快,且进气道内部压力系数峰值越大;相同来流马赫数下,随着超压比的增大,锤激波在进气道内部传播速度加快,进气道内部压力系数峰值增大。     

等离子体流动控制技术研究进展

基于等离子体气动激励的等离子体流动控制技术,可显著改善飞行器/动力装置的气动特性,已成为国际上空气动力学和气动热力学领域的研究前沿。简要介绍国外等离子体流动控制研究的重要进展,主要介绍国内在等离子体冲击波流动控制理论、等离子体气动激励特性、等离子体气动激励扩大压气机稳定性、等离子体气动激励减弱超/高超声速激波强度等方面的研究进展,并指出了未来发展需要解决的重大问题。     

激光重复频率对减小高超声速飞行器波阻的影响研究

以激光能量沉积的方式对高超声速飞行器头部周围流场主动流动控制是减小高超声速飞行器阻力一种重要方法。通过研究在单脉冲能量均为0.005 J的情况下,重复频率f=10～1 500 kHz的多种脉冲频率下的减阻效果,得出了结论:重复频率低于400 kHz时,随着重复频率的增加,减阻率逐渐增加且增加较快;400～1 000 kHz时,增加变缓;重复频率大于1 000kHz时,减阻率趋于极限65.6%。重复频率低于150 kHz时,随着重复频率的增加,能量沉积效率逐渐增大;当重复频率高于150 kHz时,随着重复频率的增加,能量沉积效率趋于0。随着重复频率的增加,阻力震荡减小。     

激光重复频率对减小高超声速飞行器阻力性能的影响研究

以激光能量沉积的方式对高超声速飞行器头部周围流场主动流动控制是减小高超声速飞行器阻力一种重要方法。论文通过研究在单脉冲能量均为0.005J的情况下,重复频率f =10kHz~1500kHz的多种脉冲频率下的减阻效果,得出了结论：重复频率低于400kHz时,随着重复频率的增加,减阻率逐渐增加且增加较快;400kHz~1000kHz时,增加变缓;重复频率大于1000kHz时,减阻率趋于极限65.6%。重复频率低于150kHz时,随着重复频率的增加,能量沉积效率逐渐增大;当重复频率高于150kHz时,随着重复频率的增加,能量沉积效率趋于0。随着重复频率的增加,阻力震荡减小。     

不同孔口构型合成射流激励器的低速翼型分离控制特性

为探索孔口构型对合成射流激励器流动控制效果的影响,采用数值方法研究了4种不同孔口构型的合成射流激励器对大攻角20。下NACA0015翼型分离流动的控制特性。通过对翼型气动力特性、脱落旋涡结构以及射流孔口附近流动结构的分析,阐述了合成射流的边界层分离控制机理。首先在距离翼型前缘10％、20％、30％弦长位置安装激励器进行数值模拟,得到20％弦长的激励器方案效果最好。然后在此位置处,采用设计出的“凸台型、凹台型、斜出口”以及常规平台型等4种孔口构型的激励器进行流动分离控制。结果表明,在所有方案中,流动控制效果最佳的方案是喷口向流动方向倾斜的孔口构型;在这种方案下,射流与主流掺混使得边界层的动能增大,抗反压能力增强,并且由于喷出的气流方向与主流方向夹角很小,掺混后的气流流动方向与主流相近,从而使得边界层分离被大大削弱甚至消失。     

基于方格网状等离子体激励器的翼型湍流减阻实验

等离子体流动控制技术具有结构简单、响应迅速等特点，已成为流动控制领域的研究热点。为减小飞机的湍流摩擦阻力， 提出了一种基于方格网状等离子体激励器的新型湍流减阻方法，研究了其放电特性与诱导流动特性，并在风洞中获得该激励器减小NACA0012翼型湍流摩擦阻力的参数规律。结果表明，静止条件下，方格网状激励诱导的射流速度与占空比成正比，而随脉冲频率的增大先增加后减小，诱导射流的最大瞬时速度为1.75 m/s。来流速度为15 m/s时，激励能使翼型湍流摩擦阻力减小3.5%。方格网状激励诱导产生的射流使近壁面流体整体抬升，破坏近壁面涡结构，进而抑制湍流生成，实现摩擦减阻。     

火焰聚心和激波聚焦诱导爆震波

对几种不同结构形式的爆震发生器进行了数值模拟,来研究激波聚焦和火焰聚心现象、气动特性及其机理。数值计算采用多组分理想气体详细的化学反应机理、二维轴对称非定常流动Navier-Stokes方程来模拟流体动力学和化学动力学过程。数值计算发现用较低的点火能量对射流火焰燃烧器中可燃混合物点火,层流火焰在狭窄管壁作用下加速,射流火焰在轴线上汇聚过程,有利于激波的加强。强激波加速火焰,在多重激波与火焰反复作用下,激波和火焰面之间出现热点,热点迅速放大并形成压力很高的过驱爆震波,而后衰减为稳定的爆震波,不同的激波聚焦腔爆震波的形成过程不同。对数值计算的结果分析得出了起爆距离和稳定爆震距离,为进一步试验提供参考。     

高温化学非平衡效应对高超声速飞行器气动力/热影响的数值研究进展

本文主要针对高温化学非平衡效应对高超声速飞行器气动力热影响的数值研究进行了综述.首先分析了高温化学非平衡流动数值模拟中的物理化学模型影响,发现组分扩散系数模型会对完全催化壁条件下的气动热结果产生影响;不同化学动力学模型对于激波/激波干扰等复杂流动区域预测的热流峰值差距甚至高达20%以上.壁面催化效应对气动热影响显著,有限催化模型目前仍在发展当中,其中运用气固表面有限速率化学反应动力学方法得到催化反应速率的模型更具发展潜力.材料烧蚀会在边界层内引入质量引射效应,同时热解气体还会与边界层中的高温空气组分发生复杂化学反应,总体上会显著降低气动热.高温化学非平衡效应对飞行器表面压强的影响主要存在两种机制:一种是激波后比热比变小会引起波后压强增大;另一种是脱体激波角变小进而减小波后压强,对航天飞机、返回舱等典型外形的升/阻力影响相对较小,而对力矩影响较大.最后,高温化学非平衡效应对高超声速湍流边界层的脉动特性产生影响,同时使壁面摩阻增加而热流降低,但并未改变湍流边界层的速度、密度、温度和组分浓度的标度律.     

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.     

应用激波降噪机理的炮口消声器设计及试验验证

针对火炮的膛口噪声问题,提出了一种基于激波降噪机理的消声方法,利用超声速气流经过激波后总压降低、可用能量降低的特点来降低膛口噪声声功率,进而设计了一种膛口消声器,通过扩张段增加马赫数、收缩段产生激波可以不断降低火药燃气的可用能量,达到降低膛口噪声的目的。建立消声器的数值计算模型及仿真分析,研究了消声器内部的流体流动情况及激波形成过程,以炮口及消声器出口的总压降低情况分析了消声器的降噪效果,并设置外部监测点检测外部压力场的变化,最后通过试验验证消声器降噪效果。结果表明:基于激波降噪机理设计的消声器可降低膛口噪声19dB左右,且试验降噪量与采用总压降低量进行分析的降噪效果基本一致,证明了应用激波特性降低噪声以及采用总压降低量分析消声器降噪效果的可行性。研究内容为消声器设计提供了一种新思路,为炮口噪声的降低提供了理论及工程指导。