二维可压缩欧拉方程组激波的形成和构造（I）

在这篇文章中,我们研究了带有小扰动初值的二维可压缩欧拉方程组激波的形成和构造的问题.如果光滑初值满足非退化条件,那么从[2]的结果知道,光滑解在有限时间内爆破并且存在一个唯一的爆破点.在爆破点处光滑解的一阶导数爆破,而解自身仍是连续的.从爆破点出发,我们构造了一个近似弱熵激波解,它在激波曲线两边不是一致Lip-连续的,本文讨论此近似激波解的性质.在本文的基础上,在下篇文章中我们将给出真正激波解的构造.     

单个守恒律初边值问题粘性消失法的L1-误差估计

讨论单个凸守恒律初边值问题的粘性消失法的整体误差估计 ,其中初始值和边界值分别是递减和递增的具有有限个间断点的分段常数函数 .无粘问题的弱熵解是含有有限个激波的分片常数函数 ,且含有激波的相互追赶及激波与边界相撞两种相互作用。使用匹配方法证明了在L1-范数下粘性解与无粘解间的误差界是O(ε) .     

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.     

一类线性双曲型方程Goursat问题的能量估计

在位势流模型下,研究了超音速气流过二维斜坡的弱激波解的存在唯一性.该问题的关键是证明其相应线性问题的先验能量估计.先通过部分速度图变换,将拟线性双曲方程的自由边值问题化简为固定边值问题,然后通过待定系数法,选择适当的积分因子,进行分部积分,结合问题本身的边界条件,获得了相应线性Goursat问题的能量估计.从而用相对简单的方法获得了与文献[1-2]类似的结果.     

基于时频分布的超音速飞行目标激波信号检测

为获取物体作超音速飞行时产生的激波信号,以对超音速目标进行识别和定位,设计了一种基于时频分布的超音速飞行体激波压力信号的检测器,用主成分分析法提取时频域的主成分,确定了一种简单的判别准则,解决了在噪声环境中检测出激波信号的问题.通过外场实测数据对检测效果进行了仿真分析,仿真结果表明可以获得较好的检测效果,适用于暂态信号的检测.     

两束平面超音速流相互作用问题研究

该文研究了在不同气动参数（p,Ma,y等）条件下两束平面稳定超音速流的非粘完全气体在一定角度下相遇的相互作用问题。该问题主要表现在气流流过超音速流线机翼或多喷管气流相互作用等间断现象的激波或稀疏波中。通过定常激波极曲线方法,该文得到了在较大静压的气流中间断判据,出射间断解的类型和判据,以及方程存在解的区域。     

一类等熵欧拉方程组的流近似

研究了一类带有流扰动的一般压力等熵欧拉方程组的黎曼问题，获得了包含5种不同结构的黎曼解.证明了当包含压力的3-参数流扰动消失时，任何包含2个激波的黎曼解收敛于零压流系统的狄拉克激波解；任何包含2个稀疏波的黎曼解收敛于零压流系统的真空解.还证明了当包含压力的2-参数流扰动消失时，任何满足一定初值条件的2-激波黎曼解收敛于一类Chaplygin型气体方程组的狄拉克激波解.最后，对狄拉克激波和真空状态的形成过程进行了数值模拟.     

Effect of cold spray particle conditions and optimal standoff distance on impact velocity

冷喷涂中,粒子撞击基板时的速度对涂层形成起到至关重要的作用,而适当的喷涂距离可以使喷涂粒子获得较高的速度.利用商用CFD软件Fluent模拟了喷嘴外超音速流场的分布情况,分析了粒子自身条件对冲击速度的影响,同时提出了确定粒子与基板最佳距离的方法.分析发现,小尺寸、低密度以及不规则形状的粒子容易受到喷嘴外产生的膨胀波、斜激波和基板前的弓形激波影响.随着能量的耗散或当粒子穿过弓形激波时,这些粒子的速度明显下降.另外,在基板与喷嘴之间存在一个最佳距离,它的确定需要两个必要条件：一是基板处的气流必须保持较低的速度,从而使弓形激波的强度相对较弱;二是粒子须经膨胀波加速2次,即弓形激波前具有2个膨胀波,以确保气体可充分利用膨胀波的加速.     

超音速风洞扩压器激波串现象的数值模拟

超音速扩压器性能研究具有非常重要的工程实际应用价值。该文为加深对超音速风洞扩压器内流场结构的理解,采用Fluent软件对“收缩段等直段扩张段”型扩压器流场进行了数值计算,较好模拟了扩压器中由激波/边界层干扰诱导的复杂流场的流场特性,再现了流场中的“激波串”和“伪激波”现象,与文献结果吻合较好。并以比较精细的二维网格计算结果对激波串的形成机理和典型流动结构进行了分析,同时应用于实际工程,对某超音速风洞扩压器不同二喉道长度状态下的扩压效率进行了比较。     

柱对称抛射体超音速绕流Mach-Zehnder干涉图分析的数值解法

本文把作者在文献[1]中对“含激波等离子体光谱的Abel变换”得到的四条物理结论和求解含激波的Abel变换的数值解法直接推广到了柱对称抛射体超音速绕流的Mach-Zehnder干涉图分析上。文中对实验测得的干涉条纹移动δ(x,z)与超音速流场中各点处的密度改变ρ(r,z)-ρ_0之间的关系得到了与文献[1]类似的三条物理结论,并给出了从观测到的干涉条纹移动δ(x,z)计算流场中各点处的密度改变ρ(r,z)-ρ_0所用的全部变换系数公式。本文利用文献[2]中的一张柱对称抛射体超音速绕流的Mach-Zehnder干涉图作了流场密度计算,得到了好的结果。文中还给出了流场中含有多个激波时的简化算法。     

An experimental study on fine structures of supersonic laminar/turbulent flow over a backward-facing step based on NPLS

Fine structures of supersonic flow over a 5 mm high backward facing step(BFS),including expansion wave fan,reattachment shock,supersonic boundary layer were measured in a Ma=3.0 low-noise indraft wind tunnel.By varying the superficial roughness of the wall upstream from the step,supersonic laminar flow and supersonic turbulent flow could be formed over a BFS.Measurements on the spatiotemporal features of the holistic flow field and the fine structures in four typical regions were carried out using NPLS(nano-based planar laser scattering).Flow structures,including expansion wave fan,reattachment shock,supersonic boundary layer and its separation,reattachment and redevelopment are revealed by measuring the holistic structure of the transient flow field.Comparing the two time-averaged flow fields with each other,it is apparent that supersonic turbulent flow over a BFS(STF-BFS) has a larger expansion angle and a shorter recirculation region,and its redeveloped boundary layer increases at a smaller obliquity while the angle of reattachment shock is the same for the supersonic laminar flow over a BFS(SLF-BFS).With regard to time-evolution features,the K-H vortices in the SLF-BFS suffers from shearing,expansion,reattachment and three-dimensional effects while in the STF-BFS large-scale structures are affected by the incline and distortion at the reattachment point due to expansion,viscosity and reverse-pressure.Studies on local regions indicate that in the SLF-BFS,the emergence of compression waves which distinctly converge into a reattachment shock is due to the local convective Mach number and the inducement of K-H vortices in the free shear layer.Nevertheless,in the STF-BFS,compression waves and K-H vortices are barely evident,and the formation of a reattachment shock is related to the wall compressive effect.     

高能推进剂多孔床中致密波研究

对一维反应两相流模型进行了研究，建立了定常致密波计算模型，对推进剂多孔床中不同速度的致密波进行了计算，得到了致密波区内的参数分布，通过分析致密波的结构，发现亚音速致密波从波前到波后所有物理量光滑过度；而超音速致密波波头存在间断。     

侧向支柱对冲压增程弹用进气道性能影响研究

结合分区对接网格技术和二阶精度区域分解算法,对某冲压增程弹丸进气道在不同来流攻角和不同侧向支柱形状工况下的内外复杂流场进行了数值模拟.得到了临界工况下超声速进气道内外粘性流场复杂的波系结构,分析了流场结构特性和激波波系结构.当进气道扩压段有侧向支柱存在时,进气道总压恢复系数和动能系数均有所降低,而流场畸变指数则显著增大.在三种形状侧向支柱中,采用两端削尖支柱形状的进气道的性能最优.攻角的存在也在一定程度上降低了进气道性能.     

The experimental study of interaction between shock wave and turbulence

The interaction between shock wave and turbulence has been studied in supersonic turbulent mix layer wind tunnel. The interaction between oblique shock wave and turbulent boundary layer and the influence of large vortex in mix layer on oblique shock wave have been observed by NPLS technique. From NPLS image, not only complex flow structure is observed but also time-dependent supersonic flow visualization is realized. The mechanism of interaction between shock wave and turbulence is discussed based on high quality NPLS image.     

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。     

半封闭空间瓦斯爆炸冲击波传播距离研究

为揭示瓦斯在强爆和弱爆情况下冲击波超压变化规律,利用一维爆炸物理模型和爆炸理论,构建了冲击波超压随距离变化的数学模型,并用一端开口的半封闭爆炸试验装置,在保持瓦斯浓度和其他条件不变,仅改变点火能量大小实现了瓦斯爆燃和爆轰,验证理论求解.结果表明:半封闭受限空间内,爆燃情况下火焰传播速度要远小于爆轰条件下火焰传播速度,爆燃火焰传播速度为亚音速,爆轰为超音速;爆轰与爆燃的冲击波超压的理论解都小于实验值,但整个传播变化趋势基本一致;极强冲击波最大超压值与传播距离成反比,极弱冲击波最大超压值与传播距离的平方根成反比;爆燃和爆轰冲击波在燃烧区内的传播变化趋势与理论解基本吻合.研究结果为防治瓦斯爆炸破坏及爆炸事故灾害勘验提供了技术和理论支持.     

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。     

变截面通道内超音速两相流升压过程的研究

通过对超音速汽液两相流在变截面通道中的升压过程的实验研究，得到了变截面通道内超音速汽液两相流的压力分布规律。实验结果表明，变截面通道中超音速汽液两相流的压力分布与出口压力、进水流量无关，而主要的影响因素是进水温度和进汽压力，同时超音速汽液两相流在变截面通道的渐缩部分的压力可以近似认为不变，凝结激波发生在变截面通道的喉部等，这些研究结果对该技术的进一步理论研究和应用均具有重要意义。