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爆轰双向驱动双状态并行技术的原理性研究

中国科学：技术科学 2024年第3期54卷 530-544页

作者：杨帆林明月胡宗民韩桂来中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049

爆轰驱动激波风洞是用来产生高超声速高焓试验气流的地面试验装置,通常分为正向爆轰驱动激波风洞和反向爆轰驱动激波风洞两种.本文针对单独正向或反向驱动模式的不足,提出一种新型的爆轰双向驱动模式,同时利用爆轰波的高能波阵面和泰勒... 详细信息

爆轰驱动激波风洞是用来产生高超声速高焓试验气流的地面试验装置,通常分为正向爆轰驱动激波风洞和反向爆轰驱动激波风洞两种.本文针对单独正向或反向驱动模式的不足,提出一种新型的爆轰双向驱动模式,同时利用爆轰波的高能波阵面和泰勒稀疏波尾部平稳端,在一次试验中同时实现中焓与高焓两种高超声速试验气流.本文利用高温热化学反应流动数值计算技术,模拟并分析了爆轰双向驱动激波风洞中的关键波动力学过程,数值计算结果表明,爆轰双向驱动技术是可行的,而且正向驱动端和反向驱动端的状态调整具有相对独立性,可以覆盖中高焓大范围跨流域试验能力.

关键词：高焓试验气流爆轰双向驱动激波风洞热化学反应流动缝合界面条件

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高超声速气流中支板液体喷注的数值研究

力学学报 2024年

作者：王永康钱丽娟韩桂来王大高周芳中国计量大学机电工程学院中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室中国科学院大学工程科学学院

斜爆轰发动机燃烧室爆轰燃烧是预混燃烧，发动机进气道燃料预混是斜爆轰发动机运行的前提和关键。现有研究多集中于气相燃料，针对更加接近工程实际的液体燃料研究较少。高超声速来流与液相作用伴随着更多流动物理过程，影响参数多，研... 详细信息

斜爆轰发动机燃烧室爆轰燃烧是预混燃烧，发动机进气道燃料预混是斜爆轰发动机运行的前提和关键。现有研究多集中于气相燃料，针对更加接近工程实际的液体燃料研究较少。高超声速来流与液相作用伴随着更多流动物理过程，影响参数多，研究更为复杂。本文采用数值模拟手段，求解二维可压缩雷诺时均Navier-Stokes方程(RANS)，结合CLSVOF(Coupled Level Set and Volume of Fluid)相界面捕捉方法。以高超声速横向来流与液相射流作用模型，系统研究了来流马赫数、液相射流角度和速度对液相燃料破碎、输运、混合的动力学行为的影响规律。在高超声速气流作用下，射流液柱受压力梯度影响向下游弯曲随气流运动，逐步呈现出液柱、连续液膜、液丝状、液块状和气液混合层5种液相演化形态。液相射流角度和速度对液相连续液膜特征和破碎距离有一定作用，进而对下游截面液相分布以及剪切层扰动造成影响。来流马赫数对压力梯度有一定作用，通过压力梯度对下游液相分布的纵向高度造成影响。综合参数分析，液相燃料射流穿透深度与总压损失成正比，通过改变射流角度是增加穿透深度提升发动机性能更为有效的方式。

关键词：斜爆轰发动机液体射流高超声速多相流液体形态

支杆-钝头体带攻角流场和“军刺”挡板作用研究

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力学学报 2011年第5期43卷 795-802页

作者：韩桂来姜宗林中国科学院力学研究所高温气体动力学重点实验室北京100190

通过三维N-S方程的数值求解,研究了支杆-钝头体结构在10°攻角Mo_∞=6.0飞行条件下的流场结构和特点,指出其气动力特性恶化的原因,提出采用"军刺"挡板改善流场和气动力特性,并通过对比两种不同挡板作用下的流场和气动力特性变化分析其... 详细信息

通过三维N-S方程的数值求解,研究了支杆-钝头体结构在10°攻角Mo_∞=6.0飞行条件下的流场结构和特点,指出其气动力特性恶化的原因,提出采用"军刺"挡板改善流场和气动力特性,并通过对比两种不同挡板作用下的流场和气动力特性变化分析其作用机理,发现"军刺"挡板结构分割流场抑制三维效应形成的周向流动,迎风面形成稳定的回流区和剪切层结构,将迎风面锥激波推离轴线,降低钝头体肩部流动结构相互作用强度,并在一定程度上缓解背风面流动干扰,明显改善支杆-钝头体带攻角飞行时的气动力特性.

关键词：支杆-钝头体 “军刺”挡板带攻角飞行三维数值模拟

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结构振动对大型激波风洞气动力测量的干扰

力学学报 2016年第1期48卷 102-110页

作者：孟宝清韩桂来姜宗林中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190

激波风洞起动过程形成冲击载荷激励测力系统的结构振动,气动力测量过程中振动尚未衰减,测力过程可以看作是一个动态的过程,激波风洞中天平输出信号包含了振动干扰的输出信号,现有的解决方法缺乏理论支撑,精度受限.本文应用振动理论方法... 详细信息

激波风洞起动过程形成冲击载荷激励测力系统的结构振动,气动力测量过程中振动尚未衰减,测力过程可以看作是一个动态的过程,激波风洞中天平输出信号包含了振动干扰的输出信号,现有的解决方法缺乏理论支撑,精度受限.本文应用振动理论方法,得到了自由振动、强迫振动特性的基本解析结果.自由振动特性研究中考查了单个振型对测力的干扰及其影响规律以及干扰量幅值随测力截面相对位置的变化规律.强迫振动特性研究了不同载荷强迫振动下各阶振型对测力的干扰.研究表明,由于干扰量幅值与加速度幅值的"零点位置"不重合,传统加速度惯性补偿存在理论上的缺陷.实验中确定干扰量主要来源需要综合考虑截面位置、载荷作用位置、载荷类型的影响.

关键词：激波风洞气动力测量振动干扰理论求解

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激波与爆轰波对撞的数值模拟研究

力学学报 2008年第2期40卷 154-161页

作者：韩桂来姜宗林张德良中国科学院力学研究所高温气体动力学重点实验室北京100080

采用二阶精度NND差分格式和改进的二阶段化学反应模型模拟了爆轰波与激波的对撞过程,研究了不同强度入射激波对爆轰过渡区域的影响.当对撞激波较弱时,透射爆轰波演变主要受流动膨胀作用的影响,可划分为对撞影响区、爆轰恢复区和稳定发展... 详细信息

采用二阶精度NND差分格式和改进的二阶段化学反应模型模拟了爆轰波与激波的对撞过程,研究了不同强度入射激波对爆轰过渡区域的影响.当对撞激波较弱时,透射爆轰波演变主要受流动膨胀作用的影响,可划分为对撞影响区、爆轰恢复区和稳定发展区3个阶段,在爆轰恢复区和稳定发展区,前导激波压力经历一个过冲、然后向稳定爆轰过渡的过程,表现了爆轰波熄爆和再起爆的物理特征,当对撞激波较强时,可燃混合气体的高热力学参数导致了更高的化学反应活化程度,形成了弱爆轰向稳定爆轰的直接转变.

关键词：激波对撞过渡区域爆轰波激波数值模拟

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散心柱面胞格爆轰演化数值研究

应用数学和力学 2008年第11期29卷 1347-1354页

作者：王春姜宗林胡宗民韩桂来中国科学院力学研究所北京100190 庆尚国立大学航空机部品研究中心韩国晋州660-701

采用有限体积方法,在自适应非结构网格上求解二维含化学反应Euler方程,数值研究了柱面胞格爆轰波演化现象.化学反应计算采用单步可逆总包反应模型.数值结果演示了散心柱面胞格爆轰波演化过程中胞格结构的分裂现象,获得了与实验结果定性... 详细信息

采用有限体积方法,在自适应非结构网格上求解二维含化学反应Euler方程,数值研究了柱面胞格爆轰波演化现象.化学反应计算采用单步可逆总包反应模型.数值结果演示了散心柱面胞格爆轰波演化过程中胞格结构的分裂现象,获得了与实验结果定性一致的结果.胞格结构的分裂演化在点火区近场和远场显示了不同的特点,其中爆轰波传播过程中波阵面当地曲率的变化是控制胞格分裂演化行为的关键因素.数值结果也显示胞格结构的分裂现象来自于爆轰波前锋结构中横波的自组织行为,即沿爆轰波波面传播的小扰动发展成为横波的过程,这种现象与胞格爆轰波的不稳定性密切相关.

关键词：爆轰胞格不稳定性化学反应激波数值模拟

JF-12激波风洞在火星进入环境下的运行特性

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航空学报 2021年第3期42卷 183-194页

作者：韩子健彭俊胡宗民韩桂来姜宗林中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100049

火星探测是目前国际深空探测的热点,而火星着陆是火星探测的关键技术之一,火星着陆器发展中面临的一个严峻的挑战是其气动环境远远不同于地球大气的空气。然而,现阶段大多数地面试验设备都是以空气为试验气体来设计的,而不是火星大气的... 详细信息

火星探测是目前国际深空探测的热点,而火星着陆是火星探测的关键技术之一,火星着陆器发展中面临的一个严峻的挑战是其气动环境远远不同于地球大气的空气。然而,现阶段大多数地面试验设备都是以空气为试验气体来设计的,而不是火星大气的CO2。本文利用高温热化学反应流动数值计算技术,对JF-12反向爆轰驱动激波风洞在火星进入环境下(主要气体成分是CO2)的运行特性进行了计算模拟,通过调整激波管中驱动/被驱动气体的初始参数和高/低压段的截面积比,来模拟其中的波系产生、传播过程以及反射激波与接触面的相互作用机制。研究发现,相同情况下驱动CO2的缝合激波马赫数要明显高于空气,通过减小驱动气体的声速和低压段的直径,可以在驱动CO2时获得驻室压力稳定的试验气体。

关键词：火星探测反向爆轰驱动激波风洞二氧化碳缝合运行状态驻室压力

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高超声速边界层液膜演化过程和冷却机理研究

力学学报 2023年第5期55卷 1039-1052页

作者：骆寅涛韩桂来钱丽娟姜宗林刘美宽中国计量大学机电工程学院杭州310000 中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室北京100190 中国科学院大学工程科学学院北京100190

高超声速液膜冷却技术是通过一系列狭缝或孔洞压出冷却工质,在飞行器表面边界层形成一层低温冷却膜,阻止高超声速气流对飞行器的气动加热.其作为一种主动冷却方式在高超声速飞行器表面热防护有着巨大的应用潜力.文章采用数值方法,结合VO... 详细信息

高超声速液膜冷却技术是通过一系列狭缝或孔洞压出冷却工质,在飞行器表面边界层形成一层低温冷却膜,阻止高超声速气流对飞行器的气动加热.其作为一种主动冷却方式在高超声速飞行器表面热防护有着巨大的应用潜力.文章采用数值方法,结合VOF模型,研究25 km飞行高度和Ma=5气流条件下的液膜铺展情况,并通过不同冷却工质的入射速度、角度、表面张力和黏性系数条件,讨论了液膜在平板上的演化过程和冷却机理.结果表明,在气流作用下,液膜向壁面下游发展,液膜的存在导致边界层分离,连续液膜会在一定位置断裂为液块,然后进一步破碎为液滴.入射条件和液体性质的改变,会影响液膜沿流向的发展,具体表现在连续液膜断裂点的位置和连续液膜的厚度.在所设定的计算域内,壁面热流降低了80%~95%,液膜对壁面的冷却效率随着液膜形态的变化而变化.

关键词：高超声速液膜冷却液膜演化壁面热流 VOF

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高超声速尖锥边界层转捩实验研究

空天技术 2023年第3期2023卷 1-14页

作者：刘美宽韩桂来李宗贤姜宗林中国科学院力学研究所高温气体动力学国家重点实验室中国科学院大学工程科学学院

高超声速边界层转捩对飞行器的气动布局及热防护等性能都至关重要。研究依托JF-12复现高超声速飞行条件激波风洞开展边界层转捩实验，实验模型为典型外形的大尺度圆锥（高3 m）。大尺度模型结合复现来流条件还原真实飞行中高超声速边界... 详细信息

高超声速边界层转捩对飞行器的气动布局及热防护等性能都至关重要。研究依托JF-12复现高超声速飞行条件激波风洞开展边界层转捩实验，实验模型为典型外形的大尺度圆锥（高3 m）。大尺度模型结合复现来流条件还原真实飞行中高超声速边界层转捩的物理过程。针对大尺度圆锥模型开展了关于单位雷诺数、马赫数对高超声速尖锥边界层转捩的影响研究。利用高精度同轴热电偶传感器和高频响脉动压力传感器分别测量高超声速边界层转捩过程中的壁面热流以及脉动压力。通过热流分布判断边界层转捩位置，对流态进行识别；通过壁面脉动压力分布关注边界层中不稳定波的演化。结果表明：随着来流马赫数的增加，转捩雷诺数增大，转捩位置推迟，转捩区长度变长。来流马赫数的增加，边界层内不稳定波演化处于更早期阶段，边界层转捩推迟。随着单位雷诺数的增加，转捩空间位置提前，转捩雷诺数减小，圆锥模型对单位雷诺数的变化敏感，转捩空间位置的变化比例远大于单位雷诺数本身的变化比例。单位雷诺数增长使得边界层内不稳定波向扰动演化后期发展，边界层失稳提前。

关键词：高超声速边界层转捩大尺度模型风洞实验不稳定波