恒春海脊附近第二模态内孤立波的特征研究

以往通过地震海洋学方法发现的大多是第一模态内孤立波,本文在中国台湾岛以南恒春海脊处捕捉到了两个大振幅凸型第二模态内孤立波.利用叠前偏移剖面得到内孤立波的视相速度约为0.7 m·s^(-1),其视传播方向沿地震测线从S到N,总体上满足较大最大振幅的波视相速度也较大的规律.地震海洋学剖面得到的振幅曲线观测值和理论方程计算出的第二模态内波振幅垂向变化理论值之间具有较好的一致性.通过叠前偏移剖面观察该内孤立波细结构的变化,发现在采集过程中,出现反射同相轴后翼变陡、分叉、合并的现象.由于密跃层中心偏离水层中心以及背景剪切流的影响,两个内孤立波尾部发育了高频内波,使得能量耗散增强.此外,第二模态内孤立波的生成和传播特征受到水体层结、黑潮、背景剪切流以及海底地形等多个因素的影响.

中美洲海域第二模态内孤立波的地震海洋学研究

以往利用地震海洋学方法发现的内孤立波大多是第一模态内孤立波,本文利用地震海洋学方法首次在中美洲太平洋沿岸海域发现了第二模态内孤立波群.通过叠前偏移观察该第二模态内孤立波群细结构的变化,发现位于陆坡上的第二模态内孤立波ISW4在大约50 s的采集过程中,出现反射同相轴分叉、合并以及密跃层中心深度变化.利用共偏移距道集叠前偏移剖面计算的这些第二模态内孤立波视相速度在0.5 m·s^-1左右,其视传播方向都是沿地震测线从SW到NE(44°N方向,0°指向北).通过对视相速度误差相对较小的三个第二模态内孤立波(ISW1、ISW3和ISW5)的视相速度进行分析,发现总体上第二模态内孤立波视相速度随着水深的增加而增加,另外一般情况下具有较大最大振幅的第二模态内孤立波的视相速度较大.

南海东沙岛北部第二模态内孤立波特性研究

高分一号是中国自主发射的光学遥感卫星,空间分辨率达到2、8和16 m,因此可以为尺度较小的第二模态内孤立波研究提供强有力的数据支撑。本文基于2014—2020年共7年高分一号光学遥感图像研究了南海东沙岛北部第二模态内孤立波特性,研究结果表明:在海水层结不变,海域第二模态内孤立波的光学遥感图像条纹亮暗次序与第一模态内孤立波的相反;第二模态内孤立波的波峰线远短于第一模态内孤立波的波峰线;南海东沙岛北部第二模态内孤立波在夏季被光学遥感观测到的概率最大;绝大部分第二模态内孤立波尾随在第一模态内孤立波之后,可能是第一模态内孤立波与地形凸起相互作用而产生了第二模态内孤立波。这一研究结果对于进一步研究全球海域第二模态内孤立波的特性奠定了良好基础。

南海北部陆坡海域第二模态内孤立波统计特征

根据南海北部陆坡海域潜标观测数据,对该海域第二模态内孤立波统计特征进行分析。观测期间共发现72个第二模态内孤立波,包含101个第二模态内孤立波孤立子。该海域第二模态内孤立波以凸型为主,且最大振幅多为下凹振幅,占79.2%。KdV方程波速计算结果表明,波速可用三角函数描述,整体表现为夏季大、冬季小,且第二模态内孤立波流速呈明显的三层结构。最大流速深度及人工判别得到的上下层转向深度的统计结果表明:上层内波流流速转向平均深度约为97.7 m,中层内波流最大流速深度约为134.6 m,下层内波流转向平均深度约为204.2 m,内波流最大流速多发生在中层,流向主要为西北向,流速主要分布于0.2~0.8 m·s^(-1)区间范围内,占82.2%;上层流向主要为东南向,流速主要分布于0~0.6 m·s^(-1)区间范围内,占98.0%;中层流向主要为西北向,流速主要分布于0.2~0.8 m·s^(-1)区间范围内,占93.1%;下层流向主要为东南向,流速主要分布于0~0.4 m·s^(-1)区间范围内,占94.1%。本文系统性地给出了南海北部陆坡海域第二模态内孤立波统计特征,可为相关研究、水下航行及工程应用提供重要的资料和参考。

连续密度跃层中第二模态内孤立波及其波致流场实验研究

该文在大型分层流水槽中开展了连续密度跃层中第二模态内孤立波及其波致流场的实验研究。利用分层流体重力塌陷原理,该文实验模拟了连续密度跃层中“上凸下凹”型的第二模态内孤立波,利用电导率探头阵列和粒子图像测速技术测量第二模态内孤立波及其波致流场,获得了连续密度跃层中充分发展第二模态内孤立波的几何与波-流场非均匀结构,以及波幅变化对第二模态内孤立波的波要素关系和波致流场特征的影响。研究结果表明:连续密度跃层中,第二模态内孤立波波形几何特征表现为上凸下凹的卵形波包状,波形非均匀垂向结构特征表现为波幅和波长随深度的非均匀变化;第二模态内孤立波波包上凸与下凹域分别形成逆时针和顺时针环流,两者组合为一对上下反对称的环流并共同向前传播;第二模态内孤立波波速随波幅的增大而增大,波长则随波幅的增大而减小;水平和垂向流速强度与特征波幅呈正相关关系,且水平流速强度大于垂向流速强度。该文提升了对实际海洋层化条件下第二模态内孤立波及其波致流场的认识。

壁面渗透气膜工质对圆锥高超声速边界层稳定性的影响

壁面渗透气膜是一种有应用前景的高超声速边界层转捩控制和减阻降热方式.在马赫数6高超声速静音风洞内,使用纳米粒子示踪的平面激光散射(nano-tracer planar laser scattering,NPLS)技术和高频脉动压力测试技术,研究了壁面渗透气膜工质(氦气、空气和二氧化碳)在相同体积流量条件下对圆锥高超声速边界层的影响.实验结果表明,壁面渗透气膜显著增厚了边界层,最厚位置都出现在渗透区域下游边界处,且氦气气膜时边界层最薄,二氧化碳气膜时最厚.通常,空气气膜和二氧化碳气膜使得边界层内提前出现规则的绳状交织的第二模态波结构,但体积流量较大条件下二氧化碳气膜时,扰动波结构类似剪切层不稳定性.氦气气膜时,扰动波结构不是第二模态波,其形状不规则,随时空变化较大,壁面脉动压力功率谱密度没有出现峰值频率.空气气膜时第二模态波波长大约是边界层厚度的2—3倍,而二氧化碳气膜时增大到3倍以上.二氧化碳气膜时第二模态波峰值频率最小,频带范围最窄,波长最长,幅值最大,扰动波传播距离较远且非线性相互作用较强.

激波风洞7°尖锥边界层转捩实验研究

高超声速边界层转捩对摩阻、传热等有重要影响,飞行器的研制迫切希望能精确预测和控制边界层转捩。在JF8A激波风洞中开展了7°半锥角的高超声速尖锥边界层转捩实验研究,利用响应频率达到1 MHz量级的高频压力传感器对尖锥壁面脉动压力进行了测量,并结合热流测量结果,研究了高超声速尖锥边界层中扰动波的发展过程。实验结果表明:JF8A激波风洞在雷诺数为6.4×10^6/m状态下核心流的自由流噪声为2.8%;高频脉动压力测量技术能清晰地捕捉转捩过程中的第二模态波及其发展历程,试验状态下模型的第二模态波频率范围为165~206 kHz。当前研究结果能够为高超声速数值方法验证提供数据支撑。

超声波吸收层在天地往返运载器热防护中的应用与研究

超声波吸收层能够抑制高超声速边界层中的第二模态波,延迟边界层转捩,从而降低天地往返运载器热防护系统的重量、成本和复杂度。为了研究超声波吸收层的吸波特性,建立了线性稳定性理论模型。首先,基于四阶龙格-库塔法,采用打靶方式,获得了高超声速边界层基本流。然后,将超声波吸收层的导纳引入稳定性方程边界条件,利用切比雪夫谱方法,求解时间模式下第二模态波的增长率。对于槽道构型超声波吸收层,模型预测结果与已有数据进行了对比,二者符合良好。在几何参数相同的情况下,圆孔构型超声波吸收层对应的第二模态波增长率整体上低于槽道构型。当微腔深度为0.3,微腔数量为6,两种构型超声波吸收层对应的第二模态波增长率具有最小值。第二模态波增长率的最小值出现在微腔数量最少的超声波吸收层上,这是由第二模态波在超声波吸收层顶部散射产生了新的高频扰动波所造成。

6°攻角尖锥高超声速边界层高频不稳定波实验研究

边界层转捩对高超声速飞行器的气动力和气动热设计有重要影响。横流失稳通常是三维边界层转捩的主导因素,而在噪声环境下,第二模态不稳定波的影响也不容忽视。为深入理解带攻角情况下高超声速边界层的转捩机理,在Mach 6 Ludwieg管风洞中采用聚焦激光差分干涉仪(Focused Laser Differential Interferometer,FLDI)和高频压力脉动传感器(PCB)对6°攻角尖锥进行了边界层稳定性实验研究。实验结果显示,在尖锥边界层的不同周向位置存在高频不稳定波。通过功率谱分析和双谱分析,得到该不稳定波沿母线的变化情况以及该高频不稳定波与低频信号(20~40 kHz)之间存在的非线性相互作用。

高超声速边界层转捩高速纹影显示

为建立适用于激波风洞边界层转捩测量的高速纹影显示技术,在Ma10条件下,采用高速纹影显示技术,研究了半锥角7°钝锥边界层中第二模态不稳定波的演变特性。试验在中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所(HAI)的FD-14激波风洞上进行。试验来流单位雷诺数为4. 9×106m-1、1. 6×107m-1,模型攻角0°,头部钝度有0. 2 mm、0. 5 mm和2 mm三种。通过对纹影图像灰度进行功率谱密度(PSD)分析得到了第二模态不稳定波的波长,对不稳定波纹影图像进行互相关分析计算了不稳定波的传播速度。基于纹影显示结果计算的第二模态波主频与PCB压力传感器测量结果符合较好,证明了纹影测量的可靠性。

高超声速边界层流动稳定性实验研究

高超声速条件下边界层转捩相关研究是近年来空气动力学领域的研究热点。通过采用基于纳米粒子示踪平面激光散射(Nano-tracer-based planar laser scattering,NPLS)技术以及温敏漆等测试技术,对高超声速边界层的流动稳定性开展了实验研究。通过NPLS技术,对圆锥边界层中第二模态波精细结构进行了测量,并基于时间相关的测量结果,对第二模态波的波长和频率进行了分析。针对裙锥边界层NPLS结果,计算了特定位置上功率谱空间分布结果,测量得到了高次谐波成分。通过温敏漆和NPLS结果,发现主导三角翼前缘边界层转捩的模态为行进横流模态,分析了该模态的特性,并且与Kulite传感器测量得到的频率进行比较。

高超声速条件下7°直圆锥边界层转捩实验研究

在Ma=6低噪声风洞中开展了半锥角7?的直圆锥边界层转捩相关实验研究.利用响应频率达到MHz量级的高频压力传感器对圆锥壁面脉动压力进行了测量,研究了高超声速圆锥边界层中扰动波的发展过程.结果表明:高超声速圆锥边界层中第二模态扰动波产生的位置以及扰动波特征频率和波长等参数受雷诺数影响较大,当单位雷诺数从2×106m^(-1)增加到8×106m^(-1)时,第二模态波的特征频率从55 k Hz增加到226 k Hz;随着单位雷诺数增加,边界层中扰动增长速度加快,第二模态波出现在圆锥表面更靠近上游的位置;相同单位雷诺数条件下,随着第二模态波的向下游传播,其特征频率逐渐减小.通过对比发现自由来流湍流度对边界层中扰动波的发展同样有较大影响,自由来流湍流度降低,边界层中的第二模态波的特征频率明显减小.利用互相关分析得出第二模态扰动波在边界层中的传播速度大约为当地主流速度的0.8—0.9倍.在1?小攻角条件下,圆锥迎风面和背风面边界层发展呈现出明显的差异,背风面边界层中扰动发展提前,第二模态波出现在更靠近上游的位置,而迎风面中扰动发展受到抑制,第二模态波特征频率更大.

激光聚焦扰动作用下高超声速边界层稳定性实验研究

在马赫数6、单位雷诺数3.1×10~6/m的条件下对半锥角7?直圆锥边界层稳定性开展了实验研究.以激光聚焦于流场中局部空间而产生的膨胀冲击波作为人工添加的小扰动,分析了该扰动对高超声速圆锥边界层流动稳定性的影响.实验中利用响应频率达到兆赫兹量级的高频压力传感器对圆锥壁面脉动压力进行测量,通过对压力数据进行短时傅里叶分析和功率谱分析发现,相比于不添加激光聚焦扰动的结果,添加激光聚焦扰动使边界层中第二模态波的出现位置提前,且扰动波的幅值大幅度地增加,在相同的流向范围内,激光聚焦扰动将边界层中的扰动波从线性发展阶段推进到非线性发展阶段,其对边界层中扰动波发展的促进效果明显.同时,激光聚焦位置的不同对边界层中扰动波的发展也具有不同的影响.当激光直接聚焦于圆锥壁面X=100 mm位置时,边界层中频率为90 kHz的扰动波幅值增长最快,在X=500 mm的位置处其幅值放大倍数为3.81,相比而言当激光聚焦位置位于圆锥前方自由来流中时,边界层幅值增长最快的扰动波频率大幅减小为73 kHz,相同范围内,其幅值放大倍数为4.51倍.由此可见,当激光聚焦位置位于圆锥上游的自由来流中时,其对边界层中扰动波的影响更为显著.

高超声速1MHz高频脉动压力测试技术及其应用

为了研究高超声速边界层内的高频脉动结构,特别是第二模态不稳定波,在FD-07风洞中搭建了一套1MHz量级高频脉动压力采集系统。风洞背景噪声和电磁噪声是影响高频脉动结构测量的主要原因。在风洞流场品质无法改变的前提下,对高频脉动压力采集系统的信号传输进行了改进,包括工频电源隔离、传输电缆屏蔽和采集设备接地等。通过改进措施,采集系统的抗电磁干扰和信号衰减的能力得到改善,其信噪比得以显著提升。结果表明,改进前后各频段噪声的能谱密度大幅降低(在频率400kHz以下,噪声能谱密度降低了一个量级以上)。最后,利用该测试技术成功地在FD-07高超声速风洞中进行了边界层稳定性实验,捕捉到了第二模态不稳定波,其主导频率范围与线性稳定性理论预测结果吻合。

粗糙元对零攻角尖锥模型高超声速边界层转捩的影响研究

高超声速边界层转捩控制一直是空气动力学研究的热点。粗糙元延迟边界层转捩作为近些年才开始研究的内容,目前仍有诸多现象与机理尚未探究清楚。借助于华中科技大学Φ0.25 m Ma6 Ludwieg管风洞,本文研究了不同位置单粗糙元、多粗糙元与在不同来流情况下粗糙元对边界层转捩以及第二模态不稳定波发展的影响。风洞实验使用PCB132系列高频压力传感器获取尖锥壁面压力脉动信息,通过傅里叶积分变换与互相关分析获取压力脉动功率谱密度与第二模态不稳定波传播速度,对PSD数据计算获取第二模态不稳定波增长率。结果表明,当第二模态不稳定波经过粗糙元时,不稳定波幅值会有明显的减小,但其频段不稳定波的增长率会增大并最终导致转捩的结束点被提前。同时,粗糙元对第二模态不稳定波传播速度无明显影响。

高超声速边界层转捩机理及应用的若干进展回顾

高超声速边界层转捩对飞行器的热传递、表面摩阻和流动分离等有重要影响,尤其是再入飞行器和吸气式巡航飞行器。然而,人们对边界层转捩机理中的很多问题认识还不清楚,或存在争议。本文从扰动波演化的角度回顾了高超声速边界层感受性、线性稳定性和非线性作用的国内若干研究进展,并以基于谐波共振的人工转捩技术为例示范了这些机理认识在转捩控制上的应用。扰动的产生和发展是认识边界层转捩机理的核心。通过研究扰动波来认识边界层转捩机理,开展应用创新研究对提升飞行器性能具有重要意义。