气体物理

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气体物理第6卷第3期封面+目录

2021, 6(3): .

46

4

摘要:

内聚锥形激波的非均匀强化与结构演变特征

姬隽泽, 张恩来, 司东现, 李祝飞, 杨基明

2021, 6(3): 1-14. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0856

128 HTML 40

8

摘要:
以高超声速内转式进气道流动中的激波汇聚问题为背景，考虑工程实际中的来流和壁面几何条件这两个关键因素，分别提出了以来流攻角为研究参数的非轴向来流内锥流动模型，和以长/短轴比为研究参数的椭圆入口内锥流动模型.采用激波风洞实验观测和数值模拟相结合的方法，揭示了两类流动中激波的非均匀汇聚特征.结果表明：由来流攻角引起的激波初始沿周向强度分布的不均匀性会在汇聚过程中被放大，迎风面和背风面的激波差异不断加剧；来流攻角越大，初始激波强度不均匀性越强，在汇聚过程中激波面越容易出现不连续的拐折，且出现拐折后激波的汇聚效应会被削弱.由椭圆入口形成的等强度激波在初始时周向的几何不均匀性使激波在汇聚过程中出现沿长/短轴方向的强度差异，激波沿长轴方向上的强度增加更迅速；椭圆长/短轴比越大，激波初始几何不均匀性越强，在汇聚过程中长/短轴两个方向激波强度差异凸显得越快，波面越容易出现不连续的拐折，进而削弱激波的汇聚.在偏离轴对称达到一定程度时，这两种条件下的激波汇聚都会出现汇聚中心处从Mach反射向规则反射的转变.

受限空间内旋流回流区特性

李玉栋, 张俊, 陈爽, 涂晓波, 王林森

2021, 6(3): 15-22. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0859

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6

摘要:
为了研究受限空间内旋流回流区的三维结构特性，采用realizable k-ε模型模拟了旋流数等于0.884时，不同受限空间内的旋流流场.受限率是影响回流区形态的重要因素，受限率大于6时，中心回流区与下游回流区是两个独立的区域，有两对涡结构；受限率在3~6之间时，中心回流区与下游回流区合并到一起，存在两对独立的涡结构；受限率小于3时，流场截面内形成一个气泡状的中心回流区，有唯一的一对涡结构.受限率在3附近时，存在一个过渡状态，回流区的形成过程与其他工况明显不同，先后出现了多螺旋、单螺旋、双螺旋的涡核进动形式，其中单螺旋和双螺旋的涡核进动方向与多螺旋涡核进动方向相反.

超声速气流中液体横向射流雾化过程数值模拟

翟小飞, 白菡尘, 李春

2021, 6(3): 23-29. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0885

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8

摘要:
为了更加深入了解超燃冲压发动机燃烧室中的燃料雾化机理，对来流Mach数为1.94的超声速气流中液体横向射流的雾化过程进行了数值模拟研究.计算采用Euler-Lagrange方法，液滴二次破碎模型采用K-H/R-T模型.计算结果表明：考虑液滴二次破碎时，采用雾化锥模型获得的射流穿透深度以及液滴速度分布与实验结果符合得很好；初始液滴直径对射流穿透深度和液滴分布的影响很小；随着初始雾化锥角的增加，相同横截面上的射流穿透深度逐渐减小.当不考虑液滴二次破碎时，液滴穿透深度及分布与所选的初始液滴直径有很大关系.

超声速湍流边界层湍流统计与湍流结构分析

刘强, 罗振兵, 邓雄, 程盼, 王林, 周岩

2021, 6(3): 30-42. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0815

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7

摘要:
可压缩边界层转捩问题与湍流问题一直是制约高超声速飞行器发展的关键基础问题，也是近年来流体力学领域研究的热点问题.采用直接数值模拟方法，获得了空间发展的Ma=2.25超声速湍流边界层流场，通过对湍流边界层的发展状态进行评估，得出有效的Reynolds数Re_θ范围约为2 600~4 600.对壁面摩阻系数开展了分解，获得了各分量的占比，对充分发展的湍流边界层进行1阶和高阶统计分析，包括形状因子、壁面律、平坦因子与偏斜因子、Reynolds应力、脉动涡量等，得到了剪切Reynolds数与动量Reynolds数之间的关系式，分析了湍流边界层壁面律的分层特性，发现湍流的间歇特性主要分布在y⁺ < 30的区域，并且法向速度脉动的间歇性远高于另外两者，3个方向上的Reynolds应力分布和涡量分布都存在较大差异.通过两点相关性分析和Lagrange涡结构，对近壁区湍流结构进行了分析，包括流向平面和展向平面，发现流向脉动速度的相关区域流向尺度较长，呈现狭长的特性，并且流向平面的相关系数与壁面存在一定的夹角；而在边界层外层，流向速度脉动相关区域的流向尺度变短而展向尺度增加，呈现宽胖型.研究结果进一步加深了对超声速湍流边界层的认识，为下一步湍流边界层的流动控制奠定了基础.

基于AC-DBD等离子体激励的NACA0012翼型动态失速控制

沙珺, 史志伟, 陈臻, 姚张奕

2021, 6(3): 50-61. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0884

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8

摘要:
以NACA0012翼型为研究对象，采用动态测压及PIV测量技术，研究了AC-DBD等离子体激励器对翼型俯仰及耦合运动动态失速的控制作用和机理.研究表明，等离子体激励能够显著推迟失速迎角，抑制失速后的升力系数陡降，提前流动再附和升力系数回升，减小升力及俯仰力矩系数曲线迟滞环面积，改善翼型气动特性.研究了不同运动参数及激励器设置参数对控制效果的影响，结果表明翼型俯仰运动频率及激励器激励频率分别对激励器控制效果影响最大，为后续相关研究提供了数据基础.

大功率电弧加热器起弧过程流场特性研究

欧东斌, 曾徽, 马汉东, 闫宪翔

2021, 6(3): 62-67. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0894

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19

摘要:
电弧等离子体是通过电极之间击穿放电，产生热电弧，实现对冷态介质加热，目前大功率的电弧等离子体发生器在航空航天领域有重要的应用，是国内外开展飞行器防热材料筛选和考核研究最重要的地面模拟试验设备.本研究基于发展的高焓气流非接触式光谱诊断方法，开展对10 MW量级大功率长分段电弧加热器起弧过程流场特性的定量、定性研究，在线测量等离子气流的辐射光谱，并获得了等离子体气流电子温度和电极烧蚀铜原子摩尔组分浓度的测量结果.研究结果表明：起弧开始阶段，纯氩气通入，等离子体辐射光谱以分立的氩原子谱线为主；过渡阶段，随着空气的通入出现了N₂和N₂⁺的连续分子谱和Ar、N、O原子谱，等离子体电子温度随之降低；正式运行阶段，纯空气介质运行，辐射光谱以N₂和N₂⁺连续分子谱和N、O原子谱为主.整个电弧加热器起弧过程伴随持续的电极烧蚀，等离子体辐射光谱中铜原子谱线一直存在.氩气起弧时，等离子体气流电子温度稳定在11 000 K±300 K，显示出电弧加热器稳定的起弧特性.同时，电弧等离子体气流中铜原子摩尔组分浓度在（1~25）×10^-6之间周期性变化，显示弧根旋转过程中不规则的电极烧蚀变化.发展的发射光谱诊断方法为研究电弧加热器真空氩气起弧特性提供量化手段，可以为真空-常压氩气起弧试验技术的发展和电极优化提供直接量化依据，为大功率常压叠片电弧加热试验平台发展奠定基础.

利用顶部柔膜颤振抑制三维方形棱柱气动力

赵崇宇, 王汉封

2021, 6(3): 68-76. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0851

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7

摘要:
通过风洞实验研究了高宽比H/d=5的正方形棱柱顶部柔性薄膜颤振对柱体气动力特性的影响规律.模型宽度为40 mm，来流风速4~20 m/s，对应Reynolds数为10 960~54 800.柔性薄膜为厚度0.04 mm的高压聚乙烯膜，长度l=0.5~4 cm不等.实验发现，柔性薄膜的振动状态对三维方柱气动力特性有显著影响.低风速下，柔性薄膜不发生颤振，其对方柱气动力影响不大；随风速的增加，柔性薄膜发生颤振，方柱的时均阻力、脉动阻力和脉动侧向力最多分别减少约5%，25%和60%.柔膜发生颤振的临界风速随其长度增大而减小.只要柔膜发生颤振，其对柱体气动力的影响都是类似的，与其长度无关.流动可视化实验发现，薄膜的颤振改变了方柱绕流场，使柱体上半部分的反对称展向漩涡变为受膜拍动控制的对称结构，且越靠近自由端，此现象越明显.

基于物理机制模型的民机机体噪声预测

徐康乐, 陈迎春, 徐亮

2021, 6(3): 77-82. doi: 10.19527/j.cnki.2096-1642.0907

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4

摘要:
为实现民机总体方案快速评估与优化迭代设计，文章对民机增升装置前缘缝翼及后缘襟翼分别建立了基于民机噪声物理机制的预测模型，在此基础上搭建了机体噪声预测体系，开发了相应的预测工具UNICRAFT.为评估预测工具UNICRAFT的计算精度和效率，文章分别针对翼吊式布局，前缘缝翼/Fowler式襟翼形式，以及尾吊式布局，前缘缝翼\双缝子翼加后退式襟翼形式的增升装置进行了计算校核验证，通过与声学风洞试验结果对比分析，验证了本文发展的预测工具及预测体系的有效性，能够实现飞机级噪声水平的高效预测.

主管部门：	中国航天科技集团有限公司
主办单位：	中国航天空气动力技术研究院中国宇航学会中国宇航出版有限责任公司

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