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.     

变截面管道中爆轰胞格演变机制的数值模拟研究

应用频散可控耗散格式和基元化学反应模型模拟了二维爆轰波在变截面管道中的传播过程;研究了由于流动压缩和膨胀的影响,近壁面区域爆轰波横波和胞格的演变规律;通过分析爆轰波后气体组分变化、化学反应速率、反应区尺度和热力学参数,探讨了两种异常爆轰波的传播机制及其化学反应、反射激波和稀疏波在这些异常爆轰波发展和胞格演化过程的作用．     

气相规则胞格爆轰波起爆与传播统一框架的几个关键基础问题研究

本文综述并分析了气相规则胞格爆轰在起爆与传播方面的研究进展,结合高温气体动力学国家重点实验室在爆轰物理方面的研究工作,进一步研究了气相规则胞格爆轰波起爆的几个关键基础问题．这些基础问题由一个机制：非线性波传播／化学反应过程相互作用机制;两个基本过程：热点起爆和化学反应带加速过程;三个关键物理状态：平衡传播状态、临界起爆状态和稳定胞格尺度等六个关键要素组成,是统一框架的主要基本元素．通过六个典型的物理算例,本文研究了这些关键物理要素的内在机制、表现特征及其客观存在性．应用气相规则爆轰起爆与传播的统一框架,我们成功地解释了目前已有的经典爆轰理论、应用CFD技术获得的多维爆轰波计算结果和实验研究观察到的胞格爆轰图像的合理性及其依据的关键物理要素．     

高超声速飞行时代的瞩光

多少年来,飞向太空,飞得更高,飞得更快,一直是人类孜孜以求的梦想.从神话小说虚构的"腾云驾雾"到民间故事幻想的"媳娥飞天",曾有过多少美丽的传说.然而,人类真正的飞行史则仅有百年.有清楚文字记载的人类首次飞行发生在1903年12月17日,美国莱特兄弟(W.&O.Wright)的飞机试飞成功,其飞行速度为56千米/时,飞行距离36.6米,飞行时间12秒.这个简单的飞行器开创了人类飞行的新纪元.     

详细化学反应模型中温度修正项特性研究

本研究主要讨论了爆轰过程中混合气体比热比的变化、详细化学反应模型中温度修正项的函数表达形式、以及活化能对化学反应动力学特性的影响.通过对传统Arrhenius定律的分析完善,提出了具有温度指数修正的总包一步爆轰计算模型.采用几个常用的爆轰计算模型,对满足化学当量比的H2/Air混合气体,开展了爆轰特性的数值模拟对比研究.计算结果表明,新提出的爆轰计算模型能够得到的胞格尺度与实验值符合良好,首次实现了爆轰波胞格尺度的定量数值模拟.论文进一步建立了总包反应模型与详细化学反应模型之间的关系,讨论了详细化学反应模型中温度修正项的物理意义.     

分裂算法对准爆轰波数值模拟的影响

本文分析了数值模拟中的分裂算法的特性及其对燃烧模拟结果的影响.跟理论结果相比,分裂算法会造成系统动量的不守恒.提出了对数值结果进行修正的模型,利用该模型,模拟得到了准爆轰波.分析了准爆轰波的热力学特性,表明准爆轰波是热壅塞的,是声速附近的加热流动.模拟得到的准爆轰波特性跟实验结果吻合得很好,表明本文所讨论的物理问题及所提出的模型是准确的.     

大尺度高焓激波风洞喷管设计研究

激波风洞是开展高超声速飞行器气动力实验的重要地面试验设备,喷管是形成激波风洞试验流场的关键部段.针对大尺度高焓激波风洞,展开轴对称型面喷管设计方法的研究.喷管设计包括无粘型线设计和边界层修正两部分.无粘型线确定后会对其进行边界层位移厚度的修正.由于喉道处边界层位移厚度相较于特征长度(喷管喉道半径)是一个小量,传统的无粘型线设计方法在进行边界层修正时一般将其忽略.这一假设适用于很多超声速及高超声速喷管.但是大尺度高马赫数喷管需要考虑喉道处边界层的影响.对于高焓激波风洞,高温气体效应以及化学非平衡的影响较大,在喷管设计中不可忽略.本研究对高温气体效应以及边界层进行必要修正,并在数值模拟中考虑化学非平衡的影响.在特征线法的基础上,比热比等特征区关键参数取决于CFD数值模拟的结果.比热比可根据组分信息通过NASA拟合曲线来计算.然后通过叠加计算得到的边界层位移厚度进行迭代的边界层修正.本文利用改进的Sivells法设计Ma17喷管,并对其进行CFD数值模拟.喷管出口高度为2.5 m,总温和总压分别为7400 K, 30 MPa.     

热化学非平衡流动中黏性干扰和化学反应对HB2气动力的影响

已知研究认为,相比冻结流动下的压力值,热化学非平衡条件下HB2模型扩张裙体部分压力的偏大是由黏性干扰引起的.研究探讨了黏性干扰和高温气体效应对HB2扩张裙体部分压力的影响规律.数值求解了有限速率的N-S方程,化学反应模型考虑了5种组分、17个基元反应,并采用Park T-Tv双温度模型求解.对比扩张裙体部分压力对黏性干扰和化学反应的敏感性发现,热化学反应流动中扩张裙体部分压力的偏大并非由黏性的改变引起,而是由化学反应所主导.对比流动各参量对压力的贡献值发现,压力上升速率增加主要来源于温度项的贡献.     

空天飞行器先进风洞实验技术及我国发展建议

随着空间科学蓬勃发展,各国争相抢占空间科学的战略制高点,发展高超声速风洞技术的战略意义日渐凸显。我国在爆轰驱动高超声速激波风洞研究方面已经走在国际前列,核心技术具有自主知识产权。如何发挥已有设施的作用,加强风洞实验测量技术的研究与开发,提高实验数据的分析能力和在实际空天工程中的应用是我国下一步需要思考的问题。     

不同飞行高度下超声速来流/射流及其相互作用的数值模拟

采用高精度格式求解二维Navier-Stokes方程, 研究了不同飞行高度下超声速来流和射流在后台阶相互作用的流场基本结构. 时间推进采用三阶精度Runge-Kutta格式, 分别应用五阶精度加权本质无振荡(weighted essentially non-oscillatory, WENO)格式、六阶精度中心差分格式来离散对流项和粘性项, 并应用MPI非阻塞式实现并行化. 采用两步后台阶模型分别研究了不同高度下超声速后台阶流动、 射流的基本结构特征; 并进一步组合两种流动, 研究了超声速来流/射流组合流动下相互作用的流场结构. 通过改变后台阶上方来流条件, 模拟了不同飞行高度的环境, 研究了其对流场中涡、剪切层、激波等结构的影响. 研究结果发现, 超声速来流和射流发生相互作用后, 在后台阶附近产生回流区, 超声速来流的存在会对射流的流场结构产生影响.