电弧放电诱导喷气流偏转数值模拟研究

利用电弧放电，在拉瓦尔喷管的扩散段内诱导出斜激波，使得扩散段内的超声速气流经过该斜激波后发生偏转喷出喷口，从而产生推力矢量。为获得不同条件对电弧放电诱导喷气流偏转效果的影响规律，在电弧放电与超声速流场耦合的数学模型基础上，开展喷气流马赫数1.5的条件下，电弧放电区域大小、放电温度、放电位置及喷管落压比对电弧放电诱导喷气流偏转效果影响规律的数值模拟研究，并通过初步的实验验证。实验结果表明电弧等离子体诱导激波产生喷气流偏转的方案可行，数学模型建立正确。     

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。     

磁流体流动控制在航空工程中的应用与发展

总结了国内外磁流体(MHD)流动控制的研究现状,重点介绍了磁流体流动控制的3个典型实验:调节超音速进气道激波系结构,抑制流体边界层分离,减弱诱导激波强度;对磁流体流动控制机理进行了初步分析,说明放电等离子体能在激励区产生高温等离子体层,由于局部气体高温高压诱导出激波,形成虚拟尖劈,从而改变原有流场结构,施加磁场的主要用途是对放电电弧施加宏观的洛仑兹体积力,控制电弧运动的方向.最后,总结了磁流体流动控制的优势,并对国内MHD流动控制在航空工程上的应用与发展进行了展望.     

等离子体气动激励减小翼型跨音速阻力的数值模拟

等离子体气动激励能够显著提升飞行器／动力装置的气动性能。本文进行了等离子体气动激励减小RAE2822翼型跨音速阻力的数值模拟。将电弧放电等离子体激励简化为对流场的热能注入,建立了基于唯象学的数值计算模型,以实验测试结果作为输入条件,将热能以源项的形式加入N-S方程求解,研究了不同来流速度、激励强度以及激励位置下等离子体气动激励对翼型阻力特性的影响。仿真结果表明:等离子体气动激励可以有效减小RAE2822翼型跨音速阻力,来流速度与等离子体气动激励减阻效果有较大关系,当[WTBX]Ma=0.81时,减阻达到13.58％;激励强度对减阻效果影响较小,当W[WTBZ]=3 000 K时,减阻达到11.77％;增大激励位置,减阻效果增大,但幅度变小,当[WTBX]D[WTBZ]=20 mm时,减阻达到13.17％。     

等离子体合成射流激波-激波干扰控制数值模拟

为了减弱高超声速飞行器头激波和侧翼前缘激波的干扰，建立了等离子体合成射流对高超声速飞行器激波\|激波干扰控制的仿真模型，分析了等离子体合成射流激波-激波干扰控制的流场特性，探究了等离子体合成射流进行高超声速飞行器激波-激波干扰控制的效果,开展了激励器安装位置以及激励器注入能量的参数影响研究。研究表明：等离子体合成射流产生的弓形激波能使头激波抬起一定角度，减小头激波和侧翼前缘激波干扰，达到控制激波-激波干扰区热流和压力的效果；随着出口距离的增大，对热流和压力的控制效果先增大后减小；在一定范围内，注入能量越高，控制效果越好。     

三电极非热电弧发生器放电模式的实验研究

该文提出了一种三电极非热电弧等离子体发生器结构设计,通过引入浮动电极,降低了非热电弧放电的点火电压,获得了稳态的非热电弧放电等离子体。实验结果表明:采用该三电极结构的等离子体发生器所产生的等离子体气体温度在2.0×103~3.0×103 K之间;在其他参数保持不变的情况下,随着等离子体工作气体流量的增加,存在非热电弧放电、非热电弧-介质阻挡混合放电和表面介质阻挡放电3种不同的放电模式;在等离子体工作气体流量不变的情况下,增加电源的输入功率将有利于使放电保持在非热电弧放电模式下。三电极结构的非热电弧发生器有助于实际应用中在较低的外加电压下产生非热电弧等离子体,并在较大的气体流量下维持非热电弧等离子体的工作状态。     

等离子体合成射流激励器的流场特性分析

等离子体合成射流作为一种新型的主动流动控制技术,是针对传统合成射流激励强度差而设计的。利用Fluent 6.3软件,采用结构化网格,对等离子体合成射流激励器流场进行了二维非定常数值模拟,研究单次放电激励器流场的演化规律,并且比较了不同放电时间尺度对激励器出口速度的影响。研究表明:等离子体合成射流激励器能够产生高速射流,最大速度达到439 m／s,大大增加了流场湍流度;激励器放电时间越长,出口峰值速度越大。计算结果表明等离子合成射流激励器能够应用于高速流动控制。     

利用等离子体气动激励提高气膜冷却效果的数值研究

为揭示等离子体气动激励对气膜冷却效果的影响机理,采用数值模拟方法研究了不同吹风比下的冷却气流流场分布、垂直主流截面的局部速度矢量分布和温度分布情况,并与常规气膜冷却结果作对比。结果表明,等离子体气动激励能有效诱导冷却气流偏转,提高气膜贴壁效果,延缓主流和冷却气流的掺混,壁面冷却效果显著增大;在不同吹风比下,沿流动方向等离子体启动激励气膜冷却效率的变化趋势相同;在激励器表面处壁面温度略有增大,但不影响冷却效率的提高。     

电场与流场夹角对大气压等离子体羽动力学的影响

通过设计新型的交流激励氩气等离子体射流,在棒电极的下游产生了大气压等离子体羽.该射流与平行场射流和交叉场射流不同,它的电场与流场夹角可以在一定范围内改变.结果表明,在同一外加电压时,下游羽长度随着夹角的增大而减小.对于不同的夹角,外加电压的正、负半周期各对应着一个放电脉冲,并且放电脉冲强度随着夹角的增大而减小.利用高速影像,研究了夹角对等离子体羽动力学的影响.发现一个放电脉冲对应着一个子弹的传播过程,子弹的传播速度先增大后减小,并且其最大传播速度随着夹角的增大而减小.基于碰撞辐射模型,利用谱线强度比的方法研究了电子激发温度的空间分布,它反映出了净电场的空间分布.结果表明它与子弹传播速度的空间分布一致.     

滑动弧放电等离子体激励的值班火焰头部放电特性实验

滑动弧放电等离子体在拓宽燃烧室点熄火边界、缩短点火延迟时间、提高燃烧效率等方面具有显著优势。在已有燃油裂解头部的基础上,优化滑动弧放电位置,创新地研制了基于滑动弧放电等离子体激励的燃烧室值班火焰头部,并对其放电特性开展了实验研究,着重分析了不同空气流量和输入电压对电弧动态特性、滑动模式、平均击穿电压、平均功率、平均旋转角速度的影响。结果表明：提出的方案能在文氏管与燃油喷嘴之间形成稳定的旋转滑动弧放电区域,同时存在两种不同的放电模式,即steady arc gliding (A-G) 模式和breakdown gliding (B-G) 模式,受空气流量和输入电压的显著影响,当空气流量小于200 L/min时,在140~240 V的输入电压下,主要以A-G模式放电,随着空气流量的增加向B-G模式发展,而随着输入电压的增加,A-G模式占比逐渐增大;放电平均击穿电压、旋转角速度随着输入电压的增加或空气流量的减小而减小,但平均功率随输入电压的增大而增大。     

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。     

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.     

Experimental investigation of supersonic flow over a hemisphere

The experimental investigation of supersonic flow over a hemisphere was conducted using Nanoparticle-based Planar Laser Scattering(NPLS) technique in a supersonic quiet wind tunnel at Ma=2.68.Ahead of the hemisphere,boundary layer separation with the formation of a three-dimensional separated flow was observed,which was resulted from the interaction between the three-dimensional bow shock wave and the boundary layer.The complex flow structures of supersonic flow over the hemisphere were visualized.Based on the time correlation of NPLS images,time-space evolutionary characteristics of supersonic flow over the hemisphere were studied,and the evolutionary characteristics of the spanwise and streamwise large scale vortex structures were obtained,which have the features of periodicity and similar geometry.     

楔形固体上的超音速流动的研究

在分析楔形固体(或者说由2个固体墙壁形成的凹角)上的二维超音速流动的问题时.对于轻度的斜角,存在2个可能的稳定状态的解,一个强冲激波和一个弱冲激波.弱冲激波在超音速飞行中可以被观察到.一直认为强激波是不稳定的.在楔形固体的尖端,弱的激波按时间的解是自相似的.通过对自相似位势流构造分析解,来分析激波的情况.     

激光支持等离子体爆轰波流场研究

采用高速纹影摄影法记录激光支持等离子体爆轰波流场的演化,得到流场冲击波阵面形状和尺寸随时间变化规律。建立激光支持等离子体爆轰波流场演化的物理模型,采用计算流体力学方法模拟计算激光击穿空气后,激光作用时间内及激光作用结束后等离子体流场演化过程。结果表明,纹影摄影法能有效观测到激光支持等离子体爆轰波的传播情况。等离子体爆轰波在激光作用初期为椭球形,随着时间的增加逐渐转变为球形。计算的等离子体爆轰波流场密度分布图与实验结果基本吻合。     

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.     

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.