楔-前掠圆柱构型第Ⅱ类激波干扰气动热特性研究

针对楔-前掠圆柱构型激波干扰,采用数值模拟和理论分析方法,研究了第Ⅱ类干扰下游流场结构和气动热特性随几何参数的变化规律.数值结果表明,在不同楔角和前掠角组合下,第Ⅱ类干扰下游形成了3种射流结构,分别是超声速、亚声速和跨声速射流.其中超声速射流会导致壁面热流大幅上升,亚声速和跨声速射流对壁面冲击较弱,壁面热流维持在较低水平.楔角是决定射流速度的重要因素,小楔角下产生对热流影响较大的超声速射流,大楔角下产生对热流影响较小的亚声速和跨声速射流.因此在一定参数范围内,增大楔角不仅不会造成热流上升,反而会因为射流变为亚声速造成热流减小.利用干扰区内局部均匀流动假设,对亚/超声速射流的产生条件进行了理论分析与数值验证.理论分析结果表明,亚声速和跨声速射流这两种产生热流较小的干扰类型在一定参数范围内普遍存在,在给定来流马赫数时,楔角越大时越容易产生亚声速或跨声速射流.由于采用了均匀流动假设,给定来流马赫数下理论分析得到的亚/超声速射流临界楔角略高于CFD结果,误差在1°左右.

两点侧面对称起爆下不同金属的激波斜碰行为

研究对称起爆加载下金属样品内激波斜碰的早期动态力学行为,对分析其后续的动态演化与失效机制有着重要的意义。结合激波极曲线理论和数值模拟方法,开展两点侧面对称起爆加载下金属铅(Lead,Pb)、无氧铜(Oxygen-free high conductive copper,Cu-OFHC)和钨合金(W-Ni-Fe alloy,W4Ni2Fe)的动态行为研究。利用激波极曲线方法和Hugoniot状态方程,得到3种金属激波反射形式发生转变时入射角和入射压力临界值之间的关系,并基于此结果分析仿真中3种金属内激波的对称斜碰特征。模拟结果显示3种金属都发生了马赫反射,吻合理论预测。通过对比3种金属内部横向同一区域的压力剖面发现:Pb的马赫杆宽度远大于Cu-OFHC和W4Ni2Fe;Pb中由入射激波、马赫杆和反射激波形成的三波加载区域也大于后两者,分析认为主要原因是Pb中的声速远小于后两者,造成碰撞区内激波相互作用的差异。基于自由面的速度历史剖面和判定准则估算这3种金属中最终形成的马赫杆宽度并讨论碰撞区的动态演化特征。结合对金属内部压力及自由面速度剖面的分析建立斜激波对称碰撞动态演化模型,为深入认识碰撞区的动态力学行为提供了理论支持。

斜激波与内凹半圆柱面无粘相互作用

针对三维内转式进气道流动中激波入射内凹壁面主导的复杂波系干扰问题,采用斜激波入射内凹半圆柱面的简化构型,在来流马赫数为6的条件下,通过无粘数值模拟结合理论分析,研究了激波角β_(i)=14°~29°的斜激波在内凹半圆柱面反射形成的三维流场。结果表明,流场对称面均会出现显著高于二维情况的逆压梯度。当β_(i)≤25°时,从侧壁到对称面,斜激波经历了从马赫反射(MR)到规则反射(RR)的转变,形成了MR-RR型流场,转变点处产生的桥激波向对称面延伸,桥激波在对称面反射后产生的压力峰值高于二维斜激波反射;当β_(i)≥25°时,斜激波在侧壁和对称面均发生马赫反射,形成了MR-MR型流场,两种马赫反射分界点处产生的桥激波向侧壁发展,侧壁气流在对称面相撞后产生的压力峰值高于正激波后的压力;当β_(i)=25°时,流场存在MR-RR型和MR-MR型双解现象。通过降维分析理论,揭示了两类流场中转变点和分界点的形成机制,并厘清了桥激波的产生原因和初期演化特征。当β_(i)≥18°时,无粘激波干扰所主导的侧壁气流加剧向对称面汇聚,并在对称面附近产生流向涡对。无粘分析获得的认识,有助于揭示内转式进气道中流动汇聚和流向涡对等现象的形成机理。

薄膜热流计与原子层热电堆热流传感器的激波风洞试验对比

激波风洞试验的主要测试量是热流密度,且多采用薄膜热流计进行测试,但薄膜热流计热流测试结果缺乏直接验证手段,存在测热结果不确定度偏大等问题。原子层热电堆(ALTP)热流传感器响应时间短且线性度好,结合高精度可溯源的热流传感器标定实验,可保证ALTP热流传感器测热结果的准确性和可靠性。在多个流场条件下的激波风洞试验中开展了薄膜热流计和ALTP热流传感器测热结果交叉对比验证。对比试验显示:ALTP热流传感器和薄膜热流计在不同流场参数下测热结果相对稳定,中高热流下两者测热结果相差在8%以内。结合对比标定溯源链以及激波风洞试验测热结果的讨论,展现了利用ALTP热流传感器在激波风洞试验中在线标定薄膜热流计的可行性。

大口径爆炸激波管出口冲击波流场图像测量

为了获取大视场下爆炸冲击波的纹影图像以及冲击波与被测模型相互作用后的流场演化特征,开展了基于聚焦纹影的反射式高速纹影测试。利用激光光源和高反射膜建立了系统所需的光源输入,并通过简化刀口栅设计,实现了远距离大口径爆炸激波管出口冲击波流场图像演化特征以及与固体模型相互作用的高时空分辨特征。研究结果表明,设计的聚焦式反射纹影系统在80 m以上距离处获取了大口径大当量爆炸激波管出口处6 m×3 m视场的冲击波特征,以及与固体相互作用的高时空分辨图像和状态数据;相比传统聚焦纹影系统,该系统具有结构简单、可实现性强、测试距离远,覆盖视场大等特点;通过设计不同光源输入,探讨了激光光源在远距离拍摄中的优势;通过冲击波阵面与固体模型的相互作用特征,揭示了冲击波作用于被测固体模型后的形成、演化和绕流状态。该测量结果能够为武器装备在受到冲击波作用后的状态评估和响应特性分析提供直观的图像数据支撑。

内凹通道中激波串流场特性的实验研究

三维内转式进气道以其高总压恢复系数和高压缩效率等优势,已成为高超声速进气道的发展趋势。然而,内转式进气道流场中更为复杂的激波串结构以及激波串/边界层相互作用成为其性能发挥的关键制约因素。针对内转式进气道中复杂的流动特性,文章开展了高超声速地面风洞实验研究,并对流场进行了可视化测量。首先,搭建了超声速直连式风洞实验台;然后,设计了方转圆段将内转式进气道中独特的内凹通道和矩形喷管平滑连接。结果表明:低来流马赫数下,内凹通道中的激波串前缘激波呈“λ”型,高来流马赫数下则呈“X”型,并且平直壁侧发生流动大分离,流场具有显著非对称性。此外,随着背压的增加,激波串继续向前移动,前缘激波扫掠时的测量点压力发生显著的振荡跳跃。

激波管模拟产生近场爆炸冲击波

激波管可以在实验室环境下模拟爆炸产生冲击波,具有参数易于控制和测量手段准确多样等优势,在爆炸冲击效应的研究中被广泛应用。但与真实爆炸相比,尤其是近场爆炸,激波管产生的冲击波存在正压作用时间难以缩短、超压峰值难以提升的困难。通过对激波管运行理论和数值模拟分析发现:缩短正压作用时间的关键是让反射稀疏波尽快追上入射激波;提升超压峰值的关键是提高驱动气体的驱动能力。为此,设计了一种驱动段为锥形截面的激波管,使得反射稀疏波更快地追上入射激波,从而有效减小激波管设备长度并缩短正压作用时间;同时,采用正向爆轰驱动技术,利用化学能代替高压空气驱动提高驱动气体声速,在低爆轰初始压力下可以获得高的超压峰值。数值计算结果表明,在入射激波马赫数(MS=2.0)相同条件下,相对于等截面驱动方式,采用锥形截面驱动方式时,激波管长度可以减少近2/3,正压作用时间可以缩短近1/2。激波管实验结果表明,锥形截面驱动激波管产生的超压曲线满足近场爆炸冲击波形要求,并获得了超压峰值为64.7~813.4 kPa、正压作用时间为1.7~4.8 ms的爆炸冲击波波形。该研究可为近场爆炸冲击波致伤及装备防护效应评价实验提供参考。

基于高压气体驱动的爆炸波模拟激波管冲击波衰减历程控制方法

基于高压气体驱动的爆炸波模拟激波管,一般采用驱动段、喉部、膨胀段的结构形式,可产生特征与爆炸波接近的模拟冲击波,是实验室中开展长正压作用时间爆炸毁伤效应研究的理想平台。通过调整激波管的变截面结构和驱动段形状,实现冲击波超压衰减历程的控制,是此类爆炸波模拟激波管设计面临的核心问题之一。基于实验室现有的爆炸波模拟激波管结构,建立了激波管内一维流动数值计算模型;参考统计学理论,提出了基于决定系数的激波管模拟冲击波与标准爆炸波相似度评价方法;进而以变截面激波管的流动特性为基础,研究了驱动段形状对冲击波衰减历程的影响机理。研究结果表明:采用距离喉部越远、截面直径越小的驱动段形状,以决定系数为量化标准、优化驱动段形状,控制稀疏波、压缩波在激波管内的运动过程,可以获得接近于爆炸波指数衰减特征的模拟冲击波。

基于聚焦激波的微结构非接触式激励方法研究

为了解决MEMS微结构非接触式激励的问题,提出了一种基于聚焦激波的非接触式激励方法。该方法的基本原理是利用高压电容空气放电来产生激波,再通过半椭球腔体对激波进行聚焦,从而实现对微结构的非接触式激励。基于该方法搭建了微结构动态特性测试系统,并对矩形等截面和T型单晶硅微悬臂梁的动态特性进行了测试实验,获得了两种微悬臂梁的一阶有阻尼固有频率和阻尼比。实验结果表明:矩形等截面和T型单晶硅微悬臂梁一阶无阻尼固有频率分别为5 912 Hz和2 150 Hz。通过动态测试实验验证了基于聚焦激波非接触式激励方法在MEMS微结构激励上的有效性。

大型激波管产生的长持时冲击波的特性研究

为得到长持时冲击波,在大型激波管高压段2个位置预设TNT和预充高压气体,进行了压力测试,并得到了测点处的压力时程曲线;又采用ANSYS/LS-DYNA软件对上述工况进行了数值仿真和参数校正;然后,对不同工况产生的冲击波特性进行仿真研究;最后,明确了不同装药位置、装药量、预充高压气体压力和泄压口长度对冲击波特性的影响。结果表明:当采用2处TNT装药,装药量和泄压口长度不变时,峰值超压和超压时长随着预充高压气体压力的增大而增大,峰值到达时间不一定降低;当预充高压气体压力和泄压口长度一定,2处TNT装药量增幅不大时,峰值超压和峰值到达时间会降低,但超压时间增加;同时增加TNT装药量和预充高压气体压力,会提高峰值超压,但对超压时长的影响不明显;当TNT装药位置为1个,装药量和泄压口长度一定时,预充高压气体压力增大会增加超压时长和峰值压力,与2处装药位置时规律一致,但冲击波的峰值到达时间降低;当其余条件不变时,减小泄压口长度会增加峰值超压压力,但是峰值到达时间却呈先减小、后增大的趋势。

超声速喷流激波噪声基础问题数值模拟研究进展

超声速喷流问题是一个包含激波、旋涡、湍流和声波的多尺度复杂流动问题,其数值模拟方法及激波噪声产生机制是相关研究的长期热点和难点。本文简要回顾了超声速喷流激波噪声研究进展,重点介绍了针对激波噪声计算方法的非物理噪声消除技术和光滑因子设计准则,针对超声速喷流激波噪声研究设计的模型问题(包括旋涡–旋涡相互作用、激波–旋涡相互作用和激波–剪切层相互作用等),以及轴对称和三维超声速喷流的研究进展。本文还介绍了作者最近针对超声速喷流开展的三维直接数值模拟、实验验证工作和初步分析结果(包括轴对称模态定位、束缚波演化和摆动模态发展等)。

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。

矩形射流激波啸叫机理实验研究

为了解超声速欠膨胀射流激波啸叫噪声的产生机理,基于宽高比10∶1的矩形收缩喷管射流模拟实验装置,采用远场噪声测试及近场流动纹影测量相结合的方法,研究了超声速射流激波格栅结构的非定常运动规律,及其与大尺度旋涡相互作用产生啸叫噪声的过程。实验结果表明不同方位激波啸叫噪声的产生机制存在差异,射流上游和侧边方向的激波啸叫主要是由大尺度旋涡与激波格栅尖梢相互作用而形成的弧形脉冲声波,而下游方向的激波啸叫噪声主要由马赫波辐射引起。实验探究了超声速射流激波格栅结构的非定常运动激发激波啸叫弧形脉冲波的过程,并采用高斯调制的弧形脉冲序列对激波啸叫噪声进行模拟。结果表明,激波啸叫弧形脉冲声波的离散性质以及多声源机制会导致高阶激波啸叫噪声的产生。

双垂直楔交叉激波与转捩边界层干扰

针对超声速双垂直楔构型产生的交叉激波与转捩边界层干扰现象,结合风洞试验与数值模拟进行了深入研究。试验在中国空气动力研究与发展中心Φ600 mm脉冲燃烧风洞中开展,来流马赫数3.0,单位雷诺数2.1×10^(6)m^(-1),获得了流场纹影、壁面压力和壁面热流。结果表明:受交叉激波逆压梯度作用,层流边界层在激波交汇附近分离,并在干扰区迅速转捩;在上游安装斜坡型涡流发生器或粗糙带,诱导边界层在干扰前转捩为湍流,分离区被有效抑制,干扰区热流明显下降(热流峰值下降超过25%)。数值模拟和风洞试验得到的激波结构、壁面压力吻合良好,但壁面热流计算值明显大于试验值。对比转捩模型和湍流模型计算结果发现:明显偏高的湍流黏性系数是RANS方法在非分离区过高预测干扰区热流的主要原因。

大尺寸自由活塞激波风洞自由流参数诊断方法

高焓激波风洞自由流具有一定程度的热化学非平衡,使得流场参数的确定存在困难。针对大尺寸自由活塞高焓激波风洞的总温2 700~4 700 K、总压5.6~20.3 MPa条件,采用非接触吸收光谱技术、接触测量技术等测试技术,结合多温度多组分数值模拟方法,共同诊断喷管名义马赫数10出口自由流的参数。结果显示,温度测量值与计算值最大偏差小于7.5%,速度测量值与计算值最大偏差小于5%,NO浓度测量值与计算中最大偏差小于12%。

激波与轻质气柱作用过程的磁场抑制特性

本文采用CTU(corner transport upwind)+CT(constrained transport)算法求解理想可压缩磁流体动力学(magneto-hydro-dynamic,MHD)方程,仿真研究了不同方向磁场控制下高斯分布轻质气柱界面受平面冲击波扰动后的演化过程,揭示了磁场方向对界面不稳定性的影响机理.仿真结果探讨了有/无磁场作用下流场特性与波系结构的发展,对比分析了磁场方向对气柱的长度、高度、射流宽度和体积压缩率的影响,并结合流场上半区环量、能量分量、速度和磁场力分布,多角度分析了磁场方向对界面不稳定性的影响机理.结果表明,磁压力推动涡量远离界面,降低了涡量在密度界面上的沉积而附着在分裂后的涡层上,从而有效抑制Richtmyer-Meshkov不稳定性对界面的影响;由于磁张力附着在被分离的涡层上,且其作用方向与界面因速度剪切而卷起涡的方向相反,因此抑制了界面因Kelvin-Helmholtz不稳定性而形成涡串.另外,纵向磁场控制下的磁张力反作用于中轴射流方向,同样抑制了Rayleigh-Taylor不稳定性的发展.

面向内流的激波/边界层湍流模型数据同化及应用

为研究压缩拐角激波/边界层干扰问题和机器学习方法在湍流模型参数辨识中的有效性,提出一种面向内流的激波/边界层湍流模型数据同化方法,以Kriging代理模型传播参数不确定量化过程,基于贝叶斯框架构建似然函数作为评判标准,最后利用粒子群优化算法近似获取参数的最大似然估计并进行参数验证。结果表明,通过校准大角度(24°)压缩拐角获取的湍流模型参数,可以应用到相同条件下相对较小的小角度(20°,16°和8°)压缩拐角,获取的壁面压力、摩阻系数和速度剖面均与试验值基本吻合。在Ma=2.85下校准的壁面压力,均方根误差由60.29%下降到16.56%。将大角度下获取的参数应用到Ma=2.9和不同的入射边界层厚度的条件下,获取的壁面压力和速度剖面仍与试验值基本吻合,验证了小范围马赫数内湍流模型参数的适用性。

基于自回归模型的RBCC隔离段激波串位置识别与压力值预估

为了清楚客观地判断火箭基组合循环发动机(Rocket-based combined-cycle,RBCC)隔离段激波串位置,将Ma=6,4,3.5工况下直连试验中实测得到的RBCC隔离段测压点压力数据按照时间的先后顺序排列形成一时间序列,建立自回归(Auto-Regressive,AR)模型并计算赤池信息准则(Akaike information criterion,AIC)值,完成了不同工况下激波串前缘位置的识别。研究表明:当隔离段测压点没有受到激波串影响时,实时压力值仅存在微弱波动,模型AIC值变化较为平稳;当激波串运动至测压点处时,该点压力升高,振荡幅度明显增加,AIC值随之瞬时增大。取同一时间段内发动机沿程测压点中首个AIC值增加500以上,并在不改变工况的情况下始终保持较大值的测点位置为激波串前缘位置。与压比法相比,时间序列分析法能敏感监测到实时压力值的升高和振荡,激波串前缘位置识别更为准确。通过建立自回归模型还可以实现激波串内部压力值预估,记录连续160 ms内Ma=6,4,3.5工况下测压点压力数据,采样频率1 kHz,使用前80 ms数据建立自回归模型,完成后80 ms压力值预估及准确性检验,得到三个工况下预估平均误差分别为3.21%,7.68%,6.49%。

基于立方型气体状态方程的激波风洞准一维流动数值研究

采用基于立方型气体状态方程的准一维流动数值模拟方法研究了反射式高焓激波风洞的真实气体流动,重点关注了高压真实气体效应对风洞全场流动时空结构和驻室区气流参数的影响,并以理论分析揭示了高压真实气体效应对激波管内流动的作用机理。研究表明:对于以冷高压气体驱动的激波风洞,使用考虑分子体积和分子间作用力的真实气体状态方程能够更准确地描述气体的状态和风洞内的流动状况。高压真实气体效应主要在冷驱动气体中发生作用,其作用效果主要是使当地声速增大,从而使得入射稀疏波和反射稀疏波的传播速度加快;另一方面,高压气体效应在高温气体效应较显著的被驱动气体中作用微弱,且对激波管产生激波的强度和激波后的流动状态影响甚微。稀疏波的加快传播改变了激波管波系的相干时空关系。提前抵达的稀疏波可在一定情况下侵蚀激波风洞的有效试验时间。对于所测试的激波风洞构型,在150 MPa氢气驱动110 kPa氮气的工况下,高压效应导致的有效试验时间缩短约38%。适当加长驱动段长度和采用高温气体驱动均可有效减弱高压真实气体效应的影响。

爆炸驱动激波管冲击波压力参数研究

爆炸驱动激波管的作用是通过驱动段内的炸药爆炸产生冲击波,经扩张段的激波整形对目标物体进行平面波加载。为获得爆炸驱动激波管试验段内的冲击波超压环境,得到试验件的加载条件,通过数值模拟和量纲分析的方法,综合考虑装药质量、激波管结构尺寸、目标物体位置等参数的影响,建立冲击波压力峰值与上述参数之间的经验计算模型,并通过多种工况的考核试验对该模型的准确性进行了验证。结果表明:模型得到的计算值与试验值的平均相对偏差为10%,可满足工程应用的要求,且爆炸驱动激波管试验段内冲击波超压峰值主要与装药质量、爆心距、激波管直径及驱动段长度有关,其余参数的影响基本可以忽略。