激波

摘要： 等离子体激励气动力学是研究等离子体激励与流动相互作用下,绕流物体受力和流动特性以及管道内部流动规律的科学,属于空气动力学、气体动力学与等离子体动力学交叉前沿领域.等离子体激励是等离子体在电磁场力作用下运动或气体放电产生的压力、温度、物性变化,对气流施加的一种可控扰动.局域、非定常等离子体激励作用下,气流运动状态会发生显著变化,进而实现气动性能的提升.国际上对介质阻挡放电等离子体激励、等离子体合成射流激励及其调控附面层、分离流动、含激波流动等开展了大量研究.等离子体激励调控气流呈现显著的频率耦合效应,等离子体冲击流动控制是提升调控效果的重要途径.发展高效能等离子体激励方法,通过等离子体激励与气流耦合,激发和利用气流不稳定性,揭示耦合机理、提升调控效果,是等离子体激励气动力学未来的发展方向.

摘要： 为了研究剪切敏感液晶(Shear Sensitive Liquid Crystal,SSLC)涂层在不同气流速度下用于测量和显示壁面摩擦力场的能力,应用SSLC涂层对不同速度下平板表面亚声速射流的摩擦力矢量场进行了测量,对带有激波单元的超声速射流摩擦力场及其动态特性进行了流动显示。研究结果表明:在定量测量方面,SSLC涂层能够在宽量程范围内快速、高分辨率地测量射流摩擦力矢量场,可用于射流摩擦力场随射流速度的变化特性研究;在流动显示方面,SSLC涂层可用于显示超声速射流的菱形激波单元等流场结构及其动态变化特性。

摘要： 吸气式高速飞行器内外流高度耦合,激波-边界层干扰严重,壁面温度会影响边界层内的流动,进而影响气动特性。因此,准确评估风洞试验中的壁温效应,提高气动特性的预测精度,对飞行器设计至关重要。通过常规超高速风洞试验,结合数值模拟分析,开展了内流壁温对气动特性的影响规律及作用机理研究。结果表明:在常规超高速风洞几十秒的运行时间内,随着运行时间增加,飞行器内流道壁面温度不断升高,俯仰力矩以及内流道壁面压力均会出现显著变化,其中俯仰力矩的增加量需要2°舵偏角来平衡;此外,数值模拟分析进一步指出,飞行器俯仰力矩的变化主要原因是内流道壁面温度升高、边界层增厚、近壁低速区挤压中心的高速区,使得内流道等效面积减小、气流压缩,相应的马赫数减小、压力升高,并引起内流道激波波系前移,从而改变了内流道压力分布,最终导致俯仰力矩发生变化。

摘要： 为解决真空管道磁浮系统气动热问题,研究管道内气动热分布特性至关重要。以某高速磁浮列车为研究对象,基于Sutherland黏性公式及SST k-ω湍流模型,数值仿真了三维可压缩亚声速真空管道磁浮系统的气动特性及气动热效应,考虑的阻塞比范围为0.1~0.4、列车运行速度为600~1 000 km/h,研究了列车表面温度分布、列车尾部温度分布及管道激波的传播规律。研究结果表明:不同工况下头车与中间车表面温度变化呈缓慢下降趋势,由于尾部激波产生而造成尾车表面温度上升明显,且升高幅值随速度与阻塞比增大而增加。在壅塞状态下,尾车鼻尖处最高温度与阻塞比及速度基本呈线性关系。尾车流线型顶部与悬浮间隙处均有激波产生,管道内激波具有典型的三维特性和周期性,在轨道与管道表面之间反射的激波簇形成尾部低温与列车后方高低温交替特性。

摘要： 非线性的流体偏微分方程中的激波间断解是物理中很有挑战的问题,其中的Riemann问题可采用解析的方法求出理论解,但采用近似解的方法进行流体动力学数值模拟也可以有效地追踪和捕捉激波.本文以一维激波管为例,对非定常流体基本方程组采用Roe通量差分裂格式,并进行数值模拟.通过与理论解对比,发现其符合度较好.

摘要： 设计氢化锆卷扬成雾及爆炸综合测试平台,研究氢化锆卷扬成雾及爆炸火焰传播机理。研究表明:破膜激波卷扬起沉积氢化锆粉尘后进行速度方向发生持续变化的往复运动,压力集中在中部70 mm处。点燃初期,氢化锆粉尘的火焰速度比较慢,呈不规则的离散型火焰锋面,后期火焰速度加快,火焰锋面趋向于弧线型,随着氢化锆粉尘的浓度继续增大,火焰锋面趋向于平滑的线型。火焰锋面和时间近似于线性关系,而火焰的速度及压力出现了脉动,氢化锆浓度的增大,会加剧火焰速度的脉动程度和增大火焰平均速度。

摘要： 自动机喷管不同的结构形式对后坐冲击的对冲效率是不同的,为了获得更好的喷管激波消减后坐冲击的方案,构建了不同结构的喷管模型;利用燃气可压缩雷诺平均纳维-斯托克斯(N-S)方程,对不同结构的激波时空衍变的过程进行仿真,得出流场图谱、火药气体载荷分布;方案1和方案2的喷管设计参数:锥度均为12°,长度分别为360、380 mm,方案1无缩颈,方案2有缩颈,缩颈8%。通过分析激波温度、压力、马赫数的变化趋势,方案1和方案2的载荷峰值具有较大差异,初始阶段形成高度欠膨胀,射流核心区半径很大,之后膨胀强度衰减,核心区域变小;从激波马赫数云图可见,最大马赫数分别约为10和7,方案2初始阶段气流冲击在排气装置中央的芯锥上,形成一个沿着x轴的83 kN脉冲载荷,这与试验中后坐力测试数据基本吻合。由于排气装置外部形状差异,球面波绕过装置产生的载荷波动有些细微不同。通过仿真与试验对比,方案1的反后坐能力比方案2更优,具有更为高效的后坐力对冲机制。

摘要： 研究液滴的分散过程对于阻止火灾蔓延、提高内燃机效率、改进云雾爆轰武器和提高云雾爆轰控制技术有着重要的作用。通过高速摄影技术以及压力测量系统,着重研究液态燃料硝酸异丙酯(IPN)的分散过程,分析液膜厚度和激波强度对IPN液膜分散的影响。IPN液膜初始阶段以水平方向的分散为主;随后,以竖直方向的分散为主。水平方向,液膜抛洒先进入减速阶段,随着液膜厚度H的增加,液膜分散效果变差,分散需要的时间更长,其分散表征与石油醚相似。IPN液膜分散所需能量要高于石油醚。激波强度超过某个值之后,超压比ε随液膜厚度H呈线性变化,可以为液膜分散提供足够的能量。当H12 mm时,IPN液膜的分散变化过程主要受液膜厚度影响。

摘要： 激波诱导流体界面失稳问题广泛存在于惯性约束核聚变、超燃冲压发动机、武器内爆等工程应用中,相关研究具有重要意义。本文在改进的水平激波管中开展入射激波及其反射激波诱导单模气体界面失稳的实验研究,采用线约束肥皂膜技术生成较为理想的空气/六氟化硫(air/SF;)单模气体界面,借助高速纹影技术捕捉激波冲击界面后的详细不稳定性演化过程,重点关注反射距离对不稳定性发展的影响(反射距离定义为初始界面和激波管尾端固壁的距离)。研究发现,在一定反射距离范围内,反射激波作用后的扰动增长率几乎为一个恒定值,与反射距离无关(即与反射激波作用前的扰动振幅及增长率无关),随着反射距离的进一步增大,扰动增长率降低。通过实验测量值与理论预测值的对比,发现Mikaelian模型和Charakhch’an模型(采用合适的经验系数)均能对反射激波作用界面后的扰动增长率给予有效预测,且这两种模型的经验系数都依赖于反射激波作用前的界面演化状态,如果反射距离的改变引起/(不引起)界面演化状态的变化,则需要/(不需要)改变经验系数的值。

摘要： 针对低温保险阀飞行工况相比地面试验工况附加压力偏高0.02~0.03 MPa的现象,通过开展低温保险阀出口管路的流场仿真,提出了保险阀出口管路中的超音速流动及激波现象;在此基础上,通过连通管感知压力对保险阀压力点影响的定量分析及低温保险阀的天地差异性分析,认为低温保险阀压力点对连通管感知压力异常敏感,并当保险阀打开后,连通管感知出口管路中的气体压力,将使得保险阀压力点发生上漂/下漂;对于飞行工况,仿真结果表明,飞行工况连通管感知压力约0.02 MPa,使保险阀压力点发生上漂0.02 MPa,有效解释了多个型号低温保险阀飞行工况中附加压力偏高的现象。

摘要： 在超声速飞行器飞行过程中,由于激波/边界层干扰使得进气道内产生流动分离现象,严重影响了飞行器的飞行性能.针对这个问题,本文对合成双射流在激波/边界层分离流动中的控制效果进行了研究,并采用动网格技术对合成双射流激励器的膜片振动进行模拟,获得了合成双射流在不同出口位置以及不同频率、振幅下的控制效果.结果表明:在分离点、分离区中间以及再附点放置合成双射流激励器都能起到减小分离区的作用,但在分离点处的控制效果较好,同时,提高振幅和频率都能提升合成双射流对激波/边界层干扰的控制能力.

摘要： 激波与边界层相互干扰是高超声速流动研究的关键技术之一,为了实现对此类问题的准确数值模拟,采用基于有限体积法的非结构网格软件,对激波入射、16°压缩拐角、非对称交叉激波三个典型高超软件验证算例进行了研究,并与实验结果进行了对比分析.结果表明:计算的物面压力、摩阻与试验结果吻合的比较好;空间离散格式、湍流模型对壁面压力和摩阻的影响很小;总的来看,S-A湍流模型的计算结果比其SST稍好一些.从得到的结果看,该软件能够较为准确模拟高超声速飞行器的气动力问题.

摘要： 激波在弱电离等离子体传播过程中的加速、变弱、"变宽"、"分裂"等现象从上世纪八十年代开始一直被实验和理论不断地研究,目前很多文献认为热不均匀性可以解释实验中出现的主要现象.本文使用流体模拟,对激波管中激波在弱电离等离子体中的传播过程进行模拟;研究激波在弱电离等离子体中的传播过程.发现激波在进入等离子体(热不均匀)区域后,会出现激波弯曲、分叉,强度变弱;离开等离子体区后会发生激波分裂;但随着离开等离子体区的距离增加,分裂的两激波间距不断缩小,强度增加,直至重新重合为一个激波.

摘要： 激波与自由界面相互作用的数值模拟是计算流体力学的一个研究难点.本研究采用具有高精度、高分辨率特征的RKDG方法(Runge-Kutta discontinuous Galerkin method)对激波与水-气界面的相互作用展开了数值模拟.水-气界面的运动采用修正的虚拟流体方法(Modified ghost fluid method)来追踪.计算结果表明,本研究所建立的数值方法能够用于描述激波与水-气界面相互作用时的各种物理现象;当激波从水下冲击水-气界面时,激波会被反射,形成强稀疏波,而这正是水下爆炸导致空化现象发生的主要原因.

摘要： 旋转爆轰发动机理论是近些年新提出的航空航天发动机推进概念.旋转爆轰发动机工作时只需初始起爆一次,爆轰波即连续不断地在燃烧室环腔内旋转传播下去.与传统爆燃以及其他类型爆轰发动机相比,结构简单轻便、燃烧效率高、可自维持、推力稳定强大是其突出特点.该文研究使用的是北京大学燃烧推进中心自行设计研制的实验装置,以氢氧或氢空气作为混合燃料,通过实验研究,分析了旋转爆轰发动机内由于燃烧室构造而产生的激波绕射、反射激波等激波行为对爆轰波传播造成的影响,为进一步研究设计旋转爆轰发动机奠定基础.

摘要： 低耗散的激波捕捉格式常常会发生"红玉"等激波不稳定现象.采用线性分析法,对一种低耗散格式HLLEM进行了激波稳定性分析,得到了该格式满足激波稳定性的数值条件.同时,基于分析结论,对HLLEM格式进行了修正,使其在保证低耗散性的同时又具有激波稳定性,不会产生"红玉"等激波不稳定现象.数值实验验证了该修正方法的有效性.

摘要： 利用水平激波管装置、模型球与力直接测量方法以及带通滤波技术,对马赫数Ms=1.26的激波与直径为40mm的单、双球相互作用的非稳态曳力进行了实验测量,并基于FLUENT计算平台开展了相同条件下的激波诱导的单、双球模型绕流场的数值模拟,深入地研究了激波与单、双球模型相互作用时非稳态曳力的形成机理和演变规律.结果表明:(1)单球模型的曳力系数Cd曲线在无量纲时间0＜t'＜5范围内存在明显的单个正值波峰和多个负值波谷结构,并以波幅不断减小的方式逐渐趋于稳态流动时的曳力系数值.(2)双球模型(H=2.0)的曳力系数Cd曲线的变化规律在无量纲时间0＜t'＜5范围内为出现明显的双波峰、一个正波谷和若干负值波谷,但由于双球之间的激波结构会发生相互干涉,从而影响了环绕每球的压力和速度分布以及剪切应力分布,导致双球曳力系数曲线波动变化持续时间更长,更难以趋于稳态正值.

摘要： RM不稳定性的特点是:形成和发展成气泡和尖钉.气泡是由于轻流体渗透到重流体而产生,尖钉是由于重流体渗透到轻流体而产生,气泡和尖钉朝相反的方向发展.本论文采用商业软件fluent中的组分输运模型,利用耦合的算法和有限体积型Quick格式求解Euler方程,对激波作用于不同密度界面(Atwood数)的现象进行了二维数值模拟,着重研究了air/he和air/sf6两种密度界面的RM不稳定性的发展规律和演化特征.研究结果发现:受RM不稳定性的影响持续的激波会使界面的扰动增加,但不同界面的扰动增长的机理不同.激波作用与Atwood数大于0的密度界面时,气泡的下游界面变化较大,有射流结构的产生,在射流结构的上下界面会有相互对称的卷曲(向气泡内部翻卷)结构产生.激波作用于Atwood数小于0的密度界面时,气泡的上游界面变化较大,会有不明显的射流产生,有类似希腊字母"λ"的结构与"马赫杆"结构的形成.

摘要： 掌握燃气的高压脉冲喷射特性是实现天然气发动机燃烧系统优化设计的前提.本文基于纹影法对单孔喷嘴在多种气源压力和不同喷管结构条件下的高压燃气射流特性进行了研究.天然气发动机高压燃气脉冲喷射会在喷孔出口处形成不充分膨胀射流,射流的进一步膨胀和加速会在喷孔出口附近产生激波,从而对下游燃气的宏观结构及混合特性产生影响.同时,根据激波的结构特征也可以获得对于研究燃气喷射过程喷孔处的压力变化信息.因此,本文基于纹影法对不同气源压力条件下射流诱导激波的特征参数随时间的变化规律进行研究.结果表明,高压脉冲燃气喷射过程存在明显的状态变化,且实际喷射持续期明显大于控制脉宽.同时,通过改变喷管的内径与长度,实验结果表明喷管内径对喷孔处的压力升高速率有明显影响,更小的喷孔内径有助于提高喷孔处的压力建立并降低喷射持续期.增加喷管长度对喷孔处的压力升高速率影响较小,其最直接的影响在于提高了燃气的喷射持续期.

摘要： 采用数值仿真的方法研究压力扰动对边界转捩的影响.结果表明:压力扰动的强度、位置对边界层转捩产生较为明显的影响;激波引起扰动增大,有效促使转捩的发生,激波的位置及强度决定着转捩起始点的位置及过渡段的长度;采用闭环引气的方式,可以促使转捩的提前,转捩区域受到引气点压力以及引气通道的型面等影响.

摘要： 本发明提供了一种激波风洞及电磁止停激波风洞重活塞的方法，激波风洞包括上游炮管、电磁阻尼装置、下游炮管、夹膜机构和重活塞；所述电磁阻尼装置包括中间炮管和缠绕在中间炮管上的通电的电磁线圈，中间炮管两端分别通过上游连接机构和下游连接机构连接上游炮管和下游炮管，下游炮管末端连接夹膜机构，重活塞自连通的上游炮管进入中间炮管后，电磁线圈提供相对于重活塞运动方向反向的电磁力，重活塞穿过中间炮管后到达下游炮管末端或者以降低后的速度撞击到夹膜机构。本发明方案不仅仅可以延长激波风洞运行时间和提高激波风洞喷管驻室的总温和总压，还可以有效保障重活塞和风洞运行的安全性。

摘要： 本发明公开了一种激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法，该发动机包括：方转圆内收缩式进气道、燃料喷注器、燃烧室、尾喷管。方转圆内收缩式进气道包括第一进气道段、第二进气道段和混合段，所述第一进气道段包括第一壁面和第二壁面，第一壁面为平面，第二壁面为弧面，并且第一进气道段由入口至所述第二进气道段的方向逐步收缩，第二进气道段为圆筒形，混合段与第二进气道段相连通。燃料喷注器位于混合段的入口处，燃烧室与混合段相连通，且所述燃烧室不具有燃料喷注器。该激波诱燃冲压发动机采用爆震形式组织燃烧，燃烧距离更短且燃料与气体的混合以及燃烧更加充分，使得燃烧室的长度可以设计的更短，并且能够大大提高发动机推动性能。

摘要： 本发明公开了一种激波诱燃冲压发动机以及激波诱燃冲压发动方法，该发动机包括：变楔面三维侧压进气道、燃料喷注器、燃烧室、尾喷管。变楔面三维侧压进气道包括上壁面和侧壁面，所述上壁面包括第一楔面和第二楔面，所述第二楔面的斜率大于所述第一楔面的斜率，所述侧壁面为内收式结构，所述侧壁面与所述上壁面之间为弧面过渡连接。燃料喷注器被设置在所述第一楔面，燃烧室与所述变楔面三维侧压进气道相连通，所述燃烧室不具有所述燃料喷注器。尾喷管与所述燃烧室相连通。该激波诱燃冲压发动机采用爆震形式组织燃烧，燃烧距离更短且燃料与气体的混合以及燃烧更加充分，使得燃烧室的长度可以设计的更短，并且能够大大提高发动机推动性能。

摘要： 本发明公开了一种用于激波管的激波增强方法，属流体力学领域，包括以下步骤：对激波后气体的焓值进行完全气体等效假设，得出高温气体效应修正后的运动激波基本关系；根据得出的所述高温气体效应修正后的运动激波基本关系得出高温气体效应修正后的激波动力学理论；依据得出的所述高温气体效应修正后的激波动力学理论设计激波管收缩段的壁面收缩型线，并采用具有该壁面收缩型线收缩段的激波管进行激波增强。该方法设计出高温气体效应修正后的壁面收缩型线，能够使较小强度的入射平面激波在收缩管道中连续增强，最终以平面形状进入较小截面的直管道传播，得到强度更大、并且波后无明显扰动的平面激波。

摘要： 本发明提供了一种激波风洞及电磁止停激波风洞重活塞的方法，激波风洞包括上游炮管、电磁阻尼装置、下游炮管、夹膜机构和重活塞；所述电磁阻尼装置包括中间炮管和缠绕在中间炮管上的通电的电磁线圈，中间炮管两端分别通过上游连接机构和下游连接机构连接上游炮管和下游炮管，下游炮管末端连接夹膜机构，重活塞自连通的上游炮管进入中间炮管后，电磁线圈提供相对于重活塞运动方向反向的电磁力，重活塞穿过中间炮管后到达下游炮管末端或者以降低后的速度撞击到夹膜机构。本发明方案不仅仅可以延长激波风洞运行时间和提高激波风洞喷管驻室的总温和总压，还可以有效保障重活塞和风洞运行的安全性。

摘要： 本发明涉及一种适用于解堵的激波放电电极、激波发射器和解堵系统，其包括：电极固定筒；负极基座，其固设于所述电极固定筒内，所述负极基座设有负电极；绝缘体，其安装于所述电极固定筒内，所述绝缘体内设有用于接通电源的电极连接杆；以及正电极，其部分安装于所述绝缘体内，且所述正电极与所述电极连接杆电性导通，所述正电极具有露出于所述绝缘体的放电部，所述放电部呈椭球状，且所述放电部与所述负电极正对。本发明涉及的一种适用于解堵的激波放电电极、激波发射器和解堵系统，能对油层激发周期性的压力波和强电磁场，利用产生的空化作用解除油层污染,并对地层造成微裂缝,解除射孔处的堵塞，进而增强原油的渗透性，不会对环境造成污染。

摘要： 本发明公开了一种周向均布的若干微激波管轴向激波入射起爆爆震装置及操作方法，将传统射流对撞激波聚焦的爆震激励结构中径向进气改为切向于凹面腔边缘进气并将进气部分前一段区域设置为多个预爆震管，周向均匀布置于主爆震管外围。工作时，预爆震管内气体方向逆于主爆震管内气体方向。预爆震管在点火间隙作为主爆震管进气部分将新鲜燃料经由预爆震管和凹面腔导入主爆震管。

摘要： 本发明提供了一种锯齿状壁面抑制入射激波影响下激波串振荡的抑制方法，本发明利用连续分布的若干个微型斜劈将入射激波造成的大尺度逆压力梯度区分割成若干个逆压力梯度‑顺压力梯度子区间，通过微型斜劈在原有的逆压力梯度区构建多个顺压力梯度区，对激波串起到增加稳定性的效果。与单一斜劈、抽吸、射流等流动控制手段相比，可有效避免反压越过阈值后激波串的突然扩张；同时与主动控制方法相比，不需要外界能量的输入，结构简单对流场影响较小。

摘要： 本发明公开了一种重武器激波起倒靶的开放式激波报靶器，包括固定支撑底座和起倒靶机构，起倒靶机构固定安装在固定支撑底座上，且侧防护架上还安装有激波报靶机构。将两组所述的矩形伸缩杆活动插接在矩形固定套管的两端，使得矩形伸缩杆能够在矩形固定套管内伸缩移动，便于进行调节伸缩式标靶安装架的长度，使得本起倒靶机构既能运用于轻武器射击时的训练，又可以运用于重武器射击时的训练，增加了使用范围，在焊接架的前端设置三组，在焊接架的后端设置五组，并且超声波探头的防护外壳的探头伸出面为45度的倾斜面，增加检测距离，从而增加取样数，准确描述炮弹的飞行轨迹。

摘要： 本发明公开了一种重武器激波起倒靶的多探头开放式激波报靶器，在固定装置的底座两侧外壁的两端分别固定连接固定地脚，利用筒体、固定销、通孔、压板、限位块和弹簧的配合对报靶器进行固定，脚踩压板下压固定销使其插入到土里同时压缩弹簧，增加了报靶器的稳定性，避免其受重武器轰击倾倒影响使用的问题，在靶板的周边均匀设置若干个完全相同的超声波探头，超声波探头均通过GPRS无线模块与控制器进行连接，将炮弹飞行数据传递给控制器，通过控制器对不同部位探头数据的相互比较，剔除不合理的数据，从而剔除激波的反射波和误触发的探头的影响，提高控制器判定打靶者成绩的准确性。