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2019年  第33卷  第4期

面向发动机的湍流燃烧基础研究专栏
湍流燃烧模拟中化学反应的加速算法研究进展
刘再刚, 孔文俊
2019, 33(4): 1-10. doi: 10.11729/syltlx20180123
摘要(196) HTML (97) PDF(22)
摘要:
为研究湍流燃烧数值模拟中化学反应机理计算的加速方法,讨论了动态自适应化学(Dynamic Adaptive Chemistry,DAC)方法和Krylov子空间近似的指数格式的应用情况。在湍流火焰大涡模拟中,使用DAC简化可以加速化学反应计算。然而,在并行燃烧数值模拟中,处理器核心的负载极度不平衡,加速效果有限。而Krylov子空间近似的指数格式的加速效果可以作用于每个处理器核心,更有利于整体计算效率的提高。在同等精度下,相比于隐式格式耦合DAC和MTS加速方法,Krylov子空间近似的指数积分格式对化学反应计算的加速效果更为显著。
封闭空间中不同压力下火焰过孔板加速机理研究
赵健福, 周磊, 钟力嘉, 卫海桥
2019, 33(4): 11-20. doi: 10.11729/syltlx20190033
摘要(118) HTML (86) PDF(3)
摘要:
爆震或超级爆震发生时总会伴随着湍流火焰-冲击波相互作用,对其开展研究是揭示爆震或超级爆震机理的关键,研究火焰加速产生压力波的过程是火焰-压力波相互作用研究的基础性前提。基于自主设计的定容燃烧弹和Converge三维数值模拟方法,对封闭空间中火焰过孔板加速机理及影响因素开展了研究,讨论了初始压力对火焰过孔板加速的影响。依据火焰传播形态与速度,将火焰过孔板加速过程分为3个阶段:层流火焰阶段、射流火焰阶段和湍流火焰阶段。通过分析火焰过孔板过程中的流场情况,发现在火焰未到达孔板前,孔板附近存在强射流,火焰受强射流的驱动而急剧加速;但当火焰穿过孔板之后,火焰锋面前的流场速度沿着远离火焰的方向而逐渐下降,说明开始由火焰驱动未燃气体运动。比较不同压力下的火焰过孔板过程,发现湍流火焰传播速度和缸压振荡均随着初始压力的提高而升高。
基于滤波瑞利散射技术的带压燃烧场温度测量实验研究
闫博, 李猛, 陈力, 陈爽, 吴运刚, 杨富荣, 母金河
2019, 33(4): 27-32. doi: 10.11729/syltlx20180168
摘要(219) HTML (162) PDF(16)
摘要:
为实现高压、受限空间条件下燃烧火焰二维温度场的测量,研究了基于碘分子超精细吸收凹陷的滤波瑞利散射技术。设计了一套滤波瑞利散射温度测量装置,主要由种子激光注入Nd:YAG激光器、碘分子滤波池、ICCD相机等组成。利用该测量装置,在高压火焰炉上开展了0.1~0.5MPa条件下的甲烷/空气预混火焰温度测量实验,结果表明:滤波瑞利散射测温技术能有效抑制米散射和背景杂散光的干扰,能在受限空间和带压条件下获得瞬态燃烧火焰温度场的分布,并且温度测量的相对不确定度优于15%;与热电偶温度测量实验的结果进行了对比,两者的偏差小于10%。因此,有望将滤波瑞利散射测温技术应用于发动机燃烧场温度诊断实验。
旋转爆震发动机轴向脉冲爆震模态的实验研究
马虎, 谢宗齐, 邓利, 薛赛男, 周长省
2019, 33(4): 33-38, 64. doi: 10.11729/syltlx20190015
摘要(207) HTML (197) PDF(14)
摘要:
实验研究了环形燃烧室中的轴向脉冲爆震现象,结合高频动态压力测量以及尾部高速摄影,对轴向脉冲爆震模态的工作过程进行了分析。实验结果表明,对于氢气与空气混合物,当出口阻塞比大于或等于0.6且出口最小截面积处的质量通量大于200 kg/(m2·s)时,燃烧室出现轴向传播的爆震波;爆震波在每个周期内将经历解耦与重新起爆的过程,出口截面反射的激波在燃烧室头部发展成为爆震波,并伴随剧烈发光现象。爆震波在周期内的平均传播速度与燃烧产物声速相当,采用线性声学理论可以对该模态下的工作频率进行较好的预测。
高超声速气动力/热研究专栏
高超声速对流环境下冷点效应对圆箔式热流传感器测热特性的影响研究
李宇, 朱广生, 聂春生, 檀妹静, 陈伟华, 曹占伟
2019, 33(4): 39-44. doi: 10.11729/syltlx20180110
摘要(117) HTML (82) PDF(10)
摘要:
在高超声速对流环境测量气动加热时,圆箔式热流传感器表面温度往往低于被测物体表面温度,这种表面温度的不连续会影响边界层流动,使热流测量结果产生偏差。针对高超声速对流条件下的钝头-平板模型,采用数值模拟方法研究了传感器表面局部低温引起的"冷点效应"形成机理以及对表面热流的影响。结果表明:被测物体表面壁焓Hw与恢复焓Hre的比值Hw/Hre越高,"冷点效应"越明显;传感器表面温度Tw2与被测物体表面温度Tw1的比值Tw2/Tw1越小,"冷点效应"越明显;来流雷诺数Re对"冷点效应"影响较小。在马赫数Ma=18的来流条件下,研究分析了冷点效应对传感器测量结果的影响,结果表明:冷点效应使测量结果偏高1.25倍,复现了热流预示结果与试验结果的差异。
进气道整流罩全尺度动态分离试验研究
朱国祥, 王磊, 苑朝凯, 王春
2019, 33(4): 45-51. doi: 10.11729/syltlx20180176
摘要(222) HTML (117) PDF(14)
摘要:
进气道整流罩可以有效避免低马赫数飞行条件下进气道不起动的问题,在高速飞行器中得到广泛使用。整流罩分离过程直接关系到飞行器安全,在地面进行全尺度整流罩分离过程试验验证非常必要。利用JF-12激波风洞设备结构简单、尺度大和动压较高的优势,推导了适用于高速动态分离试验的相似准则,发展了高速分离轨迹观测技术、精确时序控制技术以及必要的风洞防护措施,建立了基于JF-12激波风洞的高速动态全尺度分离试验技术。利用该技术,针对配有进气道整流罩的飞行器前体,以50kPa动压试验条件实现了高动压(100kPa)条件下的动态分离轨迹模拟。
乘波布局高焓激波风洞测热试验研究
王晓朋, 张陈安, 翟建, 王发民, 叶正寅
2019, 33(4): 52-57. doi: 10.11729/syltlx20190080
摘要(198) HTML (88) PDF(17)
摘要:
以钝化锥导乘波体为研究对象,开展了高焓激波风洞测热试验以及高温化学非平衡气动加热数值验证,对乘波布局滑翔飞行器前缘线和下壁面热流分布特征进行了研究。结果表明:乘波布局飞行器表面热流主要集中于头部驻点及其附近的前缘小范围区域内;在0°~6°的迎角范围内,迎角的改变基本不会对前缘线热流产生太大影响,但会导致下壁面热流明显增加;而侧滑角即使在0°~4°的范围内变化,也将导致前缘线迎风一侧热流明显增加。
半角7°圆锥马赫数6边界层转捩的自由飞实验
王宗浩, 黄洁, 石安华, 宋强, 廖东骏, 柳森
2019, 33(4): 58-64. doi: 10.11729/syltlx20180185
摘要(187) HTML (92) PDF(28)
摘要:
在气动物理靶上开展了半角7°圆锥的边界层转捩测量实验,模型材料为铝合金,表面采用氧化发黑处理或涂覆低热导率涂层,底径33mm,球头半径0.27~2.50mm,马赫数4.89~6.63,单位雷诺数4.8×107/m~5.2×107/m,总迎角0.8°~5.8°,采用阴影和红外辐射成像获得了模型边界层图像和转捩阵面形貌,测得转捩雷诺数介于2.4×106~5.6×106之间.结果表明:转捩雷诺数随迎角增大而减小;一定的球头钝化可以推迟转捩。
自由活塞高焓脉冲风洞发展历程及试验能力综述
陈星, 谌君谋, 毕志献, 马汉东
2019, 33(4): 65-80. doi: 10.11729/syltlx20180169
摘要(654) HTML (242) PDF(40)
摘要:
自由活塞高焓脉冲风洞是研究高温气体效应主要的地面模拟设备之一,具备模拟超高速流动的能力,主要分为自由活塞驱动的高焓激波风洞和高焓膨胀管风洞。经过数十年的发展,自由活塞高焓脉冲风洞不仅能够用于研究飞行器在超高速自由来流条件下的复杂气动热力学和气动光学等问题,还能开展自由飞、超燃冲压发动机和电磁辐射等技术的研究。综述其发展历程,重点介绍理论基础研究阶段、早期探索阶段和实用化发展阶段等3个阶段的研究历程和主要结论,以期为大型自由活塞高焓脉冲风洞及其试验能力的发展和应用提供借鉴和参考。
基础研究与应用
基于等离子体合成射流的飞翼布局模型主动流动控制风洞实验研究
孙健, 牛中国, 刘汝兵, 林麒
2019, 33(4): 81-88. doi: 10.11729/syltlx20190041
摘要(295) HTML (149) PDF(25)
摘要:
为探究等离子体合成射流对三维模型的流动控制效果和机理,在中等展弦比飞翼布局模型前缘布置等离子体合成射流激励器开展低速风洞实验研究。通过六分量天平测力,考察沿弦向、展向不同分布位置的等离子体合成射流对飞翼模型气动力和气动力矩的作用;采用PIV(Particle Image Velocimetry,粒子图像测速)测量模型表面流场分布,研究等离子体合成射流流动控制机理。结果表明:在飞翼模型单侧布置等离子体合成射流,能够有效改善其气动特性,并能产生附加的滚转力矩,滚转力矩系数变化量最高达到0.009;在飞翼模型左右弦布置等离子体合成射流,能显著增强飞翼模型横向稳定性,滚转力矩系数波动范围减小66.7%。沿弦向,等离子体合成射流位置离前缘越近,控制效果越好,距前缘0mm的激励器控制效果最好;沿展向,布置的等离子体合成射流越多,对模型的升力特性改善作用越明显,布置方式以均布为优。在失速迎角前后,等离子体合成射流的流动控制机理不同:在小迎角下,等离子体合成射流在前缘起到了使转捩提前的作用;在失速迎角附近,则加速了分离区的流动、减小了分离区厚度。
返回舱跨声速自由飞行的静动稳定性
宋威, 艾邦成, 蒋增辉, 鲁伟
2019, 33(4): 89-94. doi: 10.11729/syltlx20180083
摘要(293) HTML (148) PDF(37)
摘要:
采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验技术,研究大钝头、小升阻比的类"联盟号"返回舱在跨声速区自由飞行时的运动特性与气动特性规律。以单平面光路拍摄返回舱模型在风洞中自由飞动态运动过程图像,经图像自动判读获取其运动轨迹与姿态角,并以参数微分法对模型运动姿态角进行线性与非线性气动参数辨识,得到模型俯仰方向的静、动稳定导数系数。研究结果表明:采用线性与非线性气动参数辨识所获得的静稳定导数系数C均小于零,在数值上差距不大;从非线性气动参数辨识结果看,返回舱静稳定导数系数的数值主要由线性项C0决定,非线性项C2α2所占比例较小;类"联盟号"返回舱静稳定导数系数的非线性较弱,可近似用线性气动模型进行辨识。在试验迎角范围内,返回舱的动稳定导数系数呈现出非线性性质,且在小迎角范围内由线性项决定,在大迎角范围内主要由非线性项主导。
不同液池深度下液滴撞击成泡现象
曹刚, 余思潇, 颜廷涧, 董琪琪, 黄潇, 胡海豹
2019, 33(4): 95-99. doi: 10.11729/syltlx20190016
摘要(164) HTML (88) PDF(12)
摘要:
液池内液滴撞击成泡现象广泛存在,具有重要科研价值。利用高速摄像技术,测试了液滴从3~15m高度下落撞击不同深度液池时的液面成泡现象,给出了液池深度和液滴韦伯数We对撞击成泡的影响规律。结果表明:液滴撞击浅液池时,可以在撞击中心处形成1个圆泡,但撞击深液池时,则会先形成环形水泡,进而发展成1或2个圆泡,且成泡位置并不在撞击中心位置;在液滴撞击速度、液池深度、回落二次液滴等因素影响下,液滴撞击成泡现象呈现复杂的概率分布特性。
粒子运动轨迹的图像处理及流场重构算法研究
吴凡, 周骛, 蔡小舒
2019, 33(4): 100-107. doi: 10.11729/syltlx20180070
摘要(278) HTML (156) PDF(38)
摘要:
为了高效获得颗粒的速度分布,提出一种针对单帧单曝光图像的图像处理方法和流场重构方法。图像处理过程包含去噪、锐化、自适应阈值分割、闭运算、去除小颗粒、骨架提取、速度提取、二义性判断、求切线等步骤和方法,对该处理过程的主要误差也进行了分析与修正。流场重构使用了基于RBF(Radial Basis Function)插值且采用迎风插值进行优化的算法,插值结果以速度云图及矢量图的形式展示,对该过程的主要误差也进行了分析与验证。最后的处理结果显示,针对单帧单曝光图像的图像处理方法和流场重构方法具有可行性。

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《实验流体力学》编辑部

2021年8月13日