【摘 要】
：
激波与火焰的相互作用过程在自然界(超新星爆炸)和工程实际(超燃冲压、爆炸灾害)中十分常见,研究这种相互作用过程具有重要的意义.从物理过程来看,激波与预混火焰界面的相互作用过程属于反应性Richtmyer-Meshkov(RM)不稳定现象,其中涉及到的主要时间尺度包括RM不稳定流动时间尺度(τRM)和化学反应时间尺度(τc),这两种时间尺度的变化反映了RM不稳定过程的发展.本文采用高精度计算格式和单
【机 构】
：
南京理工大学瞬态物理重点实验室,南京210094
论文部分内容阅读
激波与火焰的相互作用过程在自然界(超新星爆炸)和工程实际(超燃冲压、爆炸灾害)中十分常见,研究这种相互作用过程具有重要的意义.从物理过程来看,激波与预混火焰界面的相互作用过程属于反应性Richtmyer-Meshkov(RM)不稳定现象,其中涉及到的主要时间尺度包括RM不稳定流动时间尺度(τRM)和化学反应时间尺度(τc),这两种时间尺度的变化反映了RM不稳定过程的发展.本文采用高精度计算格式和单步化学反应模型,对激波及其反射激波与预混火焰界面多次相互作用的过程进行了数值模拟,在数值计算结果的基础上提出了确定上述两种时间尺度的方法,考察了不同入射激波强度和预混火焰界面初始形态(界面扰动振幅以及扰动模态)等因素对两种时间尺度变化的影响规律.根据时间尺度变化,提出了用于表征反应性RM不稳定的等效参数τRM/τc,并将不同条件下该参数与化学反应放热率进行了关联,结果表明,在所有计算条件下得到的时间尺度等效参数与化学反应放热具有很好的相关性.这一规律表明,本文提出的时间尺度等效参数不依赖于激波与火焰相互作用的初始参数(如激波强度、火焰界面特性等),是一个能反映反应性RM不稳定过程木质特性的重要参数.
其他文献
航天十一院在建的高能脉冲风洞是一座自由活塞驱动的2m量级大型高焓脉冲风洞,能够产生高焓、高马赫数的试验气流,模拟飞行环境中的真实气体效应,可以缩小中国在高焓地面模拟设备方面与国外的差距.高能脉冲风洞在建设过程中,逐步克服了重活塞发射,大口径压缩管加工和密封,活塞止停,全浮动风洞支撑等T程技术难点,保证了风洞建设与调试的顺利进行.
基于大涡模拟(LES)方法,结合Gauss TVD格式与有限体积离散方法,对来流马赫数为Ma=1.5条件下的平板上微楔型涡流发生器绕流流场进行了数值模拟.计算结果提供了流场的重要细节,清晰地显示了微楔在超声速流场中诱导出一对逆旋流向涡对、一系列涡环结构以及二次涡结构,体现出其十富的尾流特性;同时数值计算结果表明,微楔型涡流发生器可以明显改变超声速流体边界层结构,其尾流各个涡结构均起了重要作用,并对
本文在等截面隔离段模型中开展了激波串/边界层相互作用的瞬态流场特性研究.结合基于纳米示踪的平面激光散射技术、常规纹影和高频压力传感器对激波串的三维流场精细结构、压力分布、脉动及其上传特性进行了分析.采用常规统计分析和小波分析揭示了激波串反压通过边界层内部向上游传播的动力学特点,研究了激波串前缘定位准则.结果表明,较传统纹影的测量结构而言,NPLS精细测量能够得到激波串、湍流边界层、分离区等细节结构
针对多管脉冲爆震发动机非定常工作特性需求,根据发动机典型状态点,通过非定常数值模拟对一种六管并联式脉冲爆震发动机组合喷管进行了研究.六个爆震燃烧室分为三组,每组爆震管入口参数随时间可变,共用喷管前的集气室通过旋转依次与各组爆震管相连通.利用Fluent软件,获得了一个周期内各爆震管喷管及共用喷管的耦合流场数据,验证了组合喷管的工作可行性.为下一步开展非定常流唢管试验研究提供了数据支撑.
研制中的超高速动能武器(简称超高速)已对地下工程构成潜在威胁;对地打击时,弹靶均呈流体特性,谓之流体侵彻现象.出现流体侵彻后,弹体前端形成静高压区,并伴随有以塑性激波为主的动应力区;亚音速流体侵彻应力波形为双波结构,而超音速流体侵彻应力波形是与空气冲击波类似的强激波,但衰减指数很大,且着靶速度越高,衰减越快.流体侵彻所形成的地冲击(特别是激波)是造成地下工程破坏的主要因素,以波动理论为基础,推导出
实验探究了以H2和Air作为混合物的旋转爆震发动机(Rotating Detonation Engine简称RDE)的工作特性,确定了以普通火花塞作为起爆方式、燃烧室长度为40mm,内外径分别为70/80mm时发动机的工况范围,并通过时域分析了发动机在工作过程中的稳定性.针对RDE内爆震波传播速度接近燃烧产物声速的实验结果,采用环形燃烧室的声学理论,计算了由声学特性控制的切向传播的振荡燃烧频率和速
本文采用基于结构网格的有限体积法求解积分守恒型控制方程,将SLAU2迎风格式应用于对流通量计算,针对前台阶问题、双马赫反射等无粘流动以及高超声速圆柱、进气道内流等粘性流动现象开展数值研究,分析了SLAU2格式在含激波流场数值模拟中的空间分辨率、计算效率和收敛特性,通过与其他格式计算结果的对比,证明SLAU2格式具有数值耗散小,间断分辨率高,数值稳定性好,计算效率高等优点,可推广应用于更为复杂流场的
为解决Ma6.5条件下超燃冲压发动机的点火难题,试验研究了三种不同的点火方式:乙烯自燃、引导氢点火和空气节流点火.试验均在中国空气动力与研究发展中心的脉冲燃烧风洞完成.采用壁面压力测量监控超燃冲压发动机模型的点火细节.在乙烯自燃点火试验中,研究了两个注油位置的影响,但均未点燃.在引导氢点火试验中,研究了三种不同的引导时间长度的影响,尽管氢气能够点燃乙烯,但在氢气关闭后,乙烯火焰不能稳定.空气节流能
随着超燃冲压发动机外形的复杂化,千万量级网格规模的发动机燃烧数值模拟需要很长时间才能完成,这制约了CFD技术为发动机选型提供依据,而多重网格方法能大大加速了流场的收敛速度.首先,简述了多重网格法实现的基本结构,分析了其高效性原理;其次,采用Burrows的二维氢气顺喷实验模型和NASA/Langley研究中心直连式发动机HIFiRE实验模型,通过不同并行规模的计算对比,分析了多重网格方法在求解超燃
气动光学相似准则成为限制气动光学风洞试验研究的重要基础性问题.当前,受到地面实验条件的限制,气动光学效应风洞试验的实验状态很难与实际飞行大气环境完全一致.与此同时,对气动光学效应相似准则还缺乏了解,使得无法通过天地一致性转换,通过地面实验结果得到真实飞行状态下的气动光学效应数据.本文通过设计喷流马赫数为3.05的超声速气膜模型,其混合层对流马赫数达到1.14.基于喷流出口静压与实验舱静压相等的原则