大足石刻裂隙渗流路径模拟研究

微小裂隙渗水路径的精准识别是砂岩质石窟渗水病害防治的关键与难点,以渗水病害严重的大足石刻大佛湾卧佛段为研究对象,采用深度学习与LRP算法评价裂隙渗流贡献,识别优势渗流路径。结果表明,裂隙网络中地下水总体呈阶梯状斜向下运移,且趋向于沿较少裂隙构成的路径渗流,4号层面裂隙对裂隙网络渗流贡献最大。研究成功将深度学习技术应用于裂隙渗流路径分析,可为砂岩质石窟裂隙渗水病害的精准治理提供借鉴。

直流放电控制高速带斜坡锥体气动力的有效性研究

基于直流放电激波重构气动力控制原理,开展了带斜坡锥体模型的高速(Ma=6)气动力控制风洞试验,采用光纤天平技术,考察了模型在两种放电功率(284 W和517 W)下的气动力/力矩变化情况,并采用纹影成像研究了放电对流动拓扑的影响。纹影图像揭示了由于放电热阻塞和马赫数降低引起的波系重构现象,表现为放电诱导压缩波和再附激波弱化、角度减小。天平信号验证了放电使得模型的轴向力、法向力和俯仰力矩减小,放电功率较大时控制效果明显。通过求解带功率密度源项的Navier-Stokes方程模拟放电的加热效应,数值研究了模型气动力随功率密度的变化规律及加热位置对控制能力的影响。研究表明:模型气动力变化率与功率密度呈正相关;当以激励器的上游位置为参考点时,俯仰力矩变化显著;当加热位置靠近斜坡时,控制能力降低。

马赫数及间距对串列双圆柱超声速绕流的影响

为揭示不同条件下超声速圆柱绕流流动机理,该文对等直径串列双圆柱超声速绕流进行了数值研究。该文基于有限体积法和欧拉方程,结合5阶高精度加权本质无振荡格式,对不同马赫数及不同圆柱间距对流场的影响规律进行了数值研究,获得了超声速串列双圆柱绕流流场稳定后的流场特性和升力、阻力系数变化规律。结果表明,计算域内的复杂波系主要由弓形激波、反射激波以及弱激波组成;马赫数的增加会使激波结构被拉伸,改变弓形激波在壁面发生的反射类型,并造成计算域出口壅塞进而影响升力、阻力系数的稳定;圆柱间距的增加使得圆柱后方速度剪切层发生摆动,并造成不同间距条件下升力、阻力系数间的差异。

带粘弹性包覆层充液管道中的超声导波纵向模态

理论分析和实验研究了超声导波纵向模态在带粘弹性包覆层充液管道中的传播特性。得到了纵向模态的频散曲线。以此确定了适合带粘弹性包覆层充液管道缺陷检测的一定频带的纵向模态。经分析认为,频散小,衰减低的频带0～50 kHz的L(0,1)模态和未受干扰的L(0,2)模态分支部分,如频带170～210 kHz的L(0,4)模态,适合检测外直径25 mm,壁厚1．2 mm,外壁涂覆0．35 mm厚环氧树脂的充水钢管中的缺陷。而频散和衰减大,能量主要在水或环氧树脂粘弹性层中传播的纵向模态则不适合检测该类管道中的缺陷。

超音速、高超音速机翼的气动弹性计算方法

针对超音速和高超音速流动的特点 ,分析并检验了各种气动力工程算法 (牛顿法 ,切楔 /切锥法 ,活塞理论 ,激波膨胀波法等 ) ,并将其推广运用于超音速和高超音速机翼的非定常气动力的计算中。通过与机翼结构运动方程的联立求解 ,在时间域内实现了超音速和高超音速机翼颤振的数值模拟。通过与实验结果的比较 ,证明该方法具有较高精度 ,误差能控制在 1 0 %左右。

跨流域高超声速绕流环境Boltzmann模型方程统一算法研究

如何准确可靠地模拟从外层空间高稀薄流到近地面连续流的航天器高超声速绕流环境与复杂流动变化机理是流体物理的前沿基础科学问题.基于对Boltzmann方程碰撞积分的物理分析与可计算建模,确立了可描述自由分子流到连续流区各流域不同马赫数复杂流动输运现象统一的Boltzmann模型速度分布函数方程,发展了适于高、低不同马赫数绕流问题的离散速度坐标法和直接求解分子速度分布函数演化更新的气体动理论数值格式,建立了模拟复杂飞行器跨流域高超声速飞行热环境绕流问题的气体动理论统一算法.对稀薄流到连续流不同Knudsen数0.002≤Kn∞≤1.618、不同马赫数下可重复使用卫星体再入过程(110—70 km)中高超声速绕流问题进行算法验证分析,计算结果与典型文献的Monte Carlo直接模拟值及相关理论分析符合得较好.研究揭示了飞行器跨流域不同高度高超声速复杂流动机理、绕流现象与气动力/热变化规律,提出了一个通过数值求解介观Boltzmann模型方程,可靠模拟高稀薄自由分子流到连续流跨流域高超声速气动力/热绕流特性统一算法.

激波与可运动颗粒群相互作用反射与透射机理实验研究

对水平圆柱形激波管内可压缩性气体与颗粒群的相互作用进行了实验研究与理论分析。利用由压力传感器、信号放大器、示波器和计算机组成的压力测量系统对激波与颗粒群作用时的动态压力进行了测量。发现激波管内发生的是一个复杂的过程,包括激波与颗粒群作用时伴随了激波和膨胀波的反射与透射现象、激波和膨胀波与接触面的干涉、以及激波从激波管端壁的反射等现象。当颗粒装载比α=1时,透射激波被直径为6mm的颗粒群衍射并且有膨胀波紧随其后,因此由透射激波引起的第一个压力峰急剧下降。颗粒装载比和颗粒直径影响透射激波的衍射和衰减。

激波驱动的气固两相流力学特性研究

利用水平激波管对激波驱动的气固两相流进行了实验研究。采用高速摄影仪对毫米量级固体颗粒群在激波作用下的启动阶段、管内运动阶段以及管外自由射流阶段进行了连续运动状态图像捕捉。利用软件Blaster's MAS对图像进行处理和分析,获得相应条件下颗粒速度、加速度沿激波管轴向的分布。分别考察不同颗粒装载比、不同驱动气源以及不同膜片厚度所导致气相动态参数的差异对激波加速颗粒效果的影响。实验分析结果表明,其他条件相同时,颗粒装载比越高,颗粒获得的速度越大;启动阶段最初时刻,氮气对颗粒的加速效果比氮气对颗粒的加速效果好,随着时间的推移,氮气中颗粒的加速效果赶上氦气中颗粒的加速效果,甚至有反超的现象。另外,颗粒输出过程中呈现了分段输出的现象,分析认为,这与激波管中形成的复杂波系有关。

压力不匹配混合层流场结构的实验研究

为了研究压力不匹配超声速湍流混合层流场结构,采用时间平均纹影、脉冲激光纹影和高时空分辨率NPLS方法获取了相应的流动显示图像。根据不同时间和空间分辨率的实验图像所展示的流场结构,研究了激波与膨胀波对混合层整体结构的影响,分析了压力不匹配对混合层精细结构的影响。

推力矢量发动机燃气舵气动特性设计

结合工程实际,论述和分析了推力矢量发动机燃气舵气动特性的设计过程。以工程算法快速地确定燃气舵的气动外形,借助针对燃气流动的数值分析方法,给出了绕燃气舵流场的流动特性。通过分析舵片上的压力分布,获得控制系统所需的各力和力矩值,以舵面的升力和法向力随舵偏角的变化规律,以及舵间的相互干扰等作为分析依据,对燃气舵气动特性设计进行详细计算。数值计算结果与试验结果的误差能够满足工程设计的需要。该方法为今后燃气舵气动特性的进一步研究可提供必要的手段。

小口径武器膛口流场可视化实验

开展发射条件明确的高分辨率膛口流场可视化实验,对深入揭示膛口流场的发展机理、改善武器性能、验证数值方法的可行性等方面具有重要的现实意义。分别在光膛口及安装不同膛口装置条件下,采用直接阴影法对小口径武器膛口流场进行了可视化实验,获得了大量清晰地高分辨率时序阴影照片。这些照片清楚地再现了各条件下的冲击波/激波、弱压缩波、接触间断、射流边界等在内的典型膛口流场特征。据此,详细讨论了不同条件下的流场结构及动力学发展过程。这些可为数值计算及相关武器研究提供直接的实验对照和参考。

超声速平板边界层斜波失稳转捩过程研究

以5阶迎风和6阶对称紧致格式混合差分求解三维可压缩滤波Navier-Stokes方程,对Mach数为4．5, Reynolds数为10 000的空间发展平板边界层湍流进行了大涡模拟．时间推进采用紧致存储3阶Runge-Kutta方法,亚格子尺度模型为修正Smagorinsky涡黏性模型．通过在入口边界叠加一对线性最不稳定第一模态斜波扰动,数值模拟得到了平板层流边界层失稳转捩直至湍流的演化过程．对流场转捩过程中瞬时量及统计平均量的分析表明,数值模拟结果与理论吻合,得到的Y型剪切层、交替A涡结构以及转捩后期的发卡涡结构的发展变化与相关文献结果一致,湍流流谱定性合理．

带二次流的多喷管超声速引射器性能实验研究

为研究多喷管超声速引射器在有二次流情况下的性能,采用模拟器产生给定总温和总压的模拟二次流,在多喷管超声速引射器实验台上进行了一系列实验。重点考察了多喷管引射器的性能以及一次流总压和喷管安装构型对其性能的影响。实验结果表明:多喷管超声速引射器可保证二次流在设计工况下正常工作;二次流的加入大大减小了一次流的总压损失;较低的一次流总压具有更好的压力匹配性能,但引射增压能力也有所降低;合理的喷管安装构型可同时提高引射增压能力和压力匹配能力。提出了将二次流作为"助推器",以帮助多喷管引射器在较低工况下实现启动的方案,在不增加系统复杂度的前提下提高了引射器的压力匹配能力。

基于离散共轭方法的高超声速导弹气动外形优化设计

开展了离散共轭方法在高超声速气动外形优化设计中的应用研究。构建了基于NURBS方法的几何外形参数化方法,完成了一种简单高效的动网格方法,建立了基于Euler方程的离散共轭方法,并将这些方法与优化算法等集成起来够构建了适合复杂外形的高超声速气动外形优化设计系统。利用该系统对一种导弹的前体进行了优化设计研究,使其升阻比提高了11.2%,优化后导弹前体形状接近双锥外形,说明双锥形前体有利于减小阻力。算例表明,离散共轭方法在高超声速气动外形优化设计中具有良好的应用前景。

COIL亚声速段横向喷流混合流场数值分析

COIL是一个气体动力学、化学反应动力学以及光学相互耦合的复杂过程。作为高总压COIL系统研究的第一步,利用三维CFD技术对传统的COIL亚声速段横向射流混合过程进行了数值分析,讨论了包括压力梯度驱动项的分子扩散机制,得到了横向射流的较精细的结构,如马蹄形射流界面、逆旋涡对以及射流剪切层。结果表明,压力梯度驱动项对重、轻组分的扩散作用相反,重组分沿压力梯度正向扩散,轻组分逆压力梯度方向扩散。在射流穿透不足的情况下,仍然在喷管出口得到了约为0. 01cm-1的小信号增益系数。

氧碘化学激光器直线分段扩开型扩压器实验研究

研究了不同几何外形参数对直线分段扩开型氧碘化学激光器(COIL)扩压器性能的影响,实验结果表明:光腔上下壁扩开全角8°时,选取4°超扩段扩散角可获得较好的压力恢复和隔离光腔流场的能力;超扩段增加2 mm竖隔板可降低光腔后部壁面静压,且截止反压提高约12%;在相同腔压下,10°截角唇口的截止反压比直角唇口和1/4圆弧唇口截止反压高出约7.6%;超扩段入口四壁增加人工粗糙带能明显改善光腔壁面静压的分布,并有效提高扩压器效率。

带有横向射流的三维超声速湍流流场分析

应用显式的五阶WENO格式 ,结合 k_ε湍流模型 ,求解三维Favre平均N_S方程 ,计算了从方孔横向喷出的声速气流与马赫数为 3 0的超声速气流的干扰流场· 结果表明 ,在射流上游 ,射流的阻碍使超声速气流产生分离 ,形成两个主要的回流区域 ,主回流导致在方孔射流两侧形成马蹄涡区域 ,射流下游存在低压区域 。

超声速来流与侧向射流作用下的三维流场结构

研究超声速流动与侧向射流作用下的三维流场结构对飞行器表面流体分离控制以及超燃发动机燃料混合等具有重要作用。基于大涡模拟(LES)方法和高阶TCD/WENO混合格式,对来流马赫数Ma=4,平板上侧向射流的流场结构特性进行了数值模拟。模拟结果表明,流场内的主要波系由弓形激波、分离诱导的激波以及桶形激波组成,这与相关实验结果相符。同时,计算结果还清晰显示了射流与主流相互作用下,射流上游的分离区流动呈现高度瞬态特性,分离区内旋涡结构不断变化,数目由2个到4个再到6个不断发展,平板表面流线复杂。射流尾涡摆动,涡管上扬,呈现非定常特性。

固体火箭发动机喷口参数的数值计算

采用高精度数值分析格式,对二维轴对称、粘性、湍流流动方程进行研究。通过对固体火箭发动机喷管内流动的数值模拟,得到发动机喷口截面上的静温、静压和马赫数等流动参数。数值计算的入流边界条件分别设定为发动机燃烧室燃气的质量流量和总压,2种边界条件下的计算结果相比较差异不大,计算结果与试验测试结果的相对误差较小。通过理论计算与试验的比较,表明该研究方法具有切实可行的工程应用价值。

压力恢复系统扩压器性能初步研究

在气动和化学强激光器系统研制中,压力恢复系统扩压器设计技术研究具有重要的工程应用价值。介绍了常温空气介质情况下若干型式扩压器试验件的数值模拟和实验研究结果,针对扩压器扩张角大小、壁面之间加隔板和边界层吹气等因素对其扩压性能的影响作了对比分析。初步研究表明:激光器系统的光腔段和压力恢复系统扩压器采用较小扩张角,扩压器内腔宽度方向设置适当厚度的竖隔板,扩压器左右侧壁采用附面层吹气等措施能有效提高扩压器的扩压效率。而由于压力恢复系统扩压器宽高比很大,在扩压器内腔使用水平隔板对扩压效率没有明显提高,并且当扩压器扩张角度很小时,水平隔板反而降低了扩压器扩压效率。