超声速湍流混合层中小激波结构的实验研究

在对流马赫数为1.24的超声速湍流混合层风洞中,以NPLS实验技术为基础观察到了小激波结构。分析了小激波结构产生时的混合层流场参数,给出了从实验图像中确定对流马赫数的方法,避免了理论分析不必要的假设。探讨了小激波结构产生、发展的一般规律。     

交叉激波湍流边界层干扰问题数值模拟

基于BANS方程,采用有限体积法离散计算区域,对流项使用Harten TVD格式进行流场求解,湍流部分应用Menter SST两方程湍流模型,建立了隐式LU-SGS方法的三维CFD计算程序,数值模拟了来流马赫数4.96条件下的18°×18°对称双楔产生的交叉激波/湍流边界层干扰问题,计算了不同剖面沿展向压强分布以及流场的详细结构,并将计算结果与相关文献的实验与计算结果进行了比较.     

基于新型非结构有限体积解耦算法的激波诱导燃烧数值模拟

把基于结构网格有限差分方法建立的化学非平衡流动模拟的新型解耦算法推广到基于非结构网格的有限体积法,从而可用于模拟复杂几何构型下的化学反应流动.对H2/ Air预混气体中激波诱导振荡燃烧的Lehr实验进行了数值模拟,计算得到的振荡频率与实验结果符合很好,表明计算方法具有时间和空间二阶精度.通过对不同几何外形发射体的计算发...     

一种简化的空气中二维抛板模型

本文对于在炸药驱动下空气中的二维抛板理论模型,提出了一种具有较普遍意义的简化处理方案。     

超声速扩压器中激波串结构的数值模拟

通过求解由BL湍流模型封闭的二维、轴对称及三维雷诺平均N S方程 ,数值模拟了等截面超声速扩压器中由激波 /附面层干扰诱导的复杂流场 ,比较了二维直管、圆截面直管及三维矩形截面直管中的流场特性、激波串长度及压强恢复程度。在来流马赫数为 3 0的二维直管计算中 ,采用四步Runge Kutta显式方法数值仿真了激波串自激振荡过程 ,并与实验结果作了对比分析     

基于 Taylor 展开的自由拉氏方法

导出了基于泰勒展开的自由拉氏方法 (简称为BTE方法 ) ,编制了一维程序 ,对激波管和飞片撞靶两个问题进行了数值模拟 ,所得结果与传统拉氏差分方法的结果一致。     

高压下激波波阵面温升的计算

针对高压气体管路中的激波现象,建立了激波波阵面温升的计算模型,模型中考虑了高压气体中声速的变化对激波波阵面温升的影响．     

高超声速飞行器中若干气动难题的实验研究

回顾了近几年本研究团队在高超声速飞行器若干气动难题方面的实验研究进展。在边界层转捩方面,测量了边界层转捩现象,研究了攻角效应对圆锥边界层转捩的影响,获得了边界层转捩的脉动特性以其对飞行器表面热流和摩阻的影响。在激波-边界层干扰方面,分析了突起物形状变化对流动特性的影响,研究了复杂外形的流动特性。     

11 组元化学反应气体粘性激波层钝体绕流数值计算

本文采用１１组元化学模型对双曲体粘性激波层化学非平衡绕流流场进行了数值计算,给出了压力、温度,Ｎ＋２、Ｏ＋２、Ｎ＋、Ｏ＋和ＮＯ＋摩尔浓度及ｅ－数密度在驻点的分布,并与７组元、５组元的计算结果作了比较。     

激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术

从激波/湍流边界层干扰机理以及流动控制的迫切需求入手,从自适应涡流发生器、自适应鼓包、自适应微射流以及自适应次流循环四个方面对激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术研究进展进行了总结。分析认为,结合AI技术发展自适应流动控制技术,加速控制方式智能化,可作为新一代高超声速飞行器宽速域飞行的重要技术手段。具体来说,就是通过调节外加激励对高超声速飞行器不同区域实现局部流动加/减速、气动热防护、气动控制等功能,根据流场参数建立控制反馈回路,自适应调整局部流场结构,以满足工程实际需求。