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超声速内流道激波串诱导噪声与结构作用规律研究

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空天技术 2023年第2期2023卷 10-19页

作者：严春晖杨党国王显圣董宾宁荣辉中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室

吸气式超声速飞行器进气道/隔离段在高反压状态下，内部气流的非定常运动会形成严酷脉动压力环境，造成飞行器结构疲劳破坏。针对飞行器结构设计中气动噪声与结构振动相互作用问题，通过高速风洞试验开展了典型结构参数的超声速内流道... 详细信息

吸气式超声速飞行器进气道/隔离段在高反压状态下，内部气流的非定常运动会形成严酷脉动压力环境，造成飞行器结构疲劳破坏。针对飞行器结构设计中气动噪声与结构振动相互作用问题，通过高速风洞试验开展了典型结构参数的超声速内流道声振响应特性研究，分析了内流道中高强噪声与结构振动响应间的影响规律。结果表明，超声速内流诱导声振耦合问题中的噪声载荷主要由非定常流动引起，并受到流场中复杂激波运动的影响。超声速内流道模型流动/振动/噪声多物理场耦合特性的试验研究，为厘清发动机内流道复杂流场结构、高强噪声与结构振动影响规律提供了技术支持。

关键词：超声速内流气动噪声脉动压力声振响应风洞试验

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跨声速空腔剪切层动态特征传播特性研究

实验流体力学 2023年

作者：周方奇王显圣杨党国吴继飞杨可董宾中国空气动力研究与发展中心空天飞行空气动力科学与技术全国重点实验室中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所

开式空腔流动发生时剪切层内旋涡运动与腔内前传声波相互作用，引发空腔自持振荡现象。针对长深比为7的开式空腔，通过脉动压力测试技术，在马赫数0.9来流条件下开展腔内剪切层动态特征试验研究，综合利用频谱分析和互相关分析手段，揭... 详细信息

开式空腔流动发生时剪切层内旋涡运动与腔内前传声波相互作用，引发空腔自持振荡现象。针对长深比为7的开式空腔，通过脉动压力测试技术，在马赫数0.9来流条件下开展腔内剪切层动态特征试验研究，综合利用频谱分析和互相关分析手段，揭示了剪切层动态特征的发展机制及模态噪声的传播规律。结果表明：剪切层内单调增大的宽频噪声和类余弦分布的模态噪声相互叠加，致使剪切层整体动态特征呈波浪上升发展；模态噪声逆流向上行传播，其速度同样呈类余弦分布，变化趋势与模态噪声幅值保持一致，结合Rossiter模态预估理论发现同频率的上行模态声波与下行旋涡相互作用了产生了类驻波现象，导致模态噪声功率谱密度和传播速度沿流向周期性变化。

关键词：空腔跨声速剪切层噪声传播

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反射激波冲击重气柱的RM不稳定性数值研究

力学学报 2012年第4期44卷 664-672页

作者：王显圣司廷罗喜胜杨基明中国科学技术大学近代力学系合肥230027

数值研究了二维气柱在入射激波以及反射激波作用下的Richtmyer-Meshkov(RM)不稳定性发展规律,采用有限体积法结合网格自适应技术的VAS2D程序,精确刻画激波和界面的演化.入射平面激波的马赫数为1.2,气柱界面内气体为六氟化硫(SF6),环境... 详细信息

数值研究了二维气柱在入射激波以及反射激波作用下的Richtmyer-Meshkov(RM)不稳定性发展规律,采用有限体积法结合网格自适应技术的VAS2D程序,精确刻画激波和界面的演化.入射平面激波的马赫数为1.2,气柱界面内气体为六氟化硫(SF6),环境气体为空气,激波管的尾端为固壁.通过改变气柱与尾端之间的距离调节反射激波再次作用已经变形的气柱的时间,获得不同时刻下已经变形的气柱形态、界面尺寸以及环量演化受到反射激波的影响.结果表明,反射激波再次作用气柱时,气柱所处发展阶段不同,界面演化规律以及环量随时间的变化也不相同,反射激波与气柱相互作用过程中的涡量产生和分布与无反射情况差异较大,揭示了不同情况下界面演化的物理机理.

关键词： Richtmyer-Meshkov不稳定性气柱反射激波环量

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内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验

空气动力学学报 2022年第3期40卷 160-168,I0003页

作者：王显圣周方奇徐来武吴军强路波杨党国中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所绵阳621000

针对内埋武器系统设计面临的多学科交叉问题,通过高速风洞实验,开展内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验研究,为内埋弹舱气动/结构一体化设计和作战环境评估提供支撑。基于相似原理,建立内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验技术,采用高... 详细信息

针对内埋武器系统设计面临的多学科交叉问题,通过高速风洞实验,开展内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验研究,为内埋弹舱气动/结构一体化设计和作战环境评估提供支撑。基于相似原理,建立内埋弹舱流动/振动/噪声多场载荷实验技术,采用高时间分辨率多场载荷同步测试方法与时频数据处理方法,获取亚、跨、超声速条件下内埋弹舱多场载荷特征,分析多场载荷作用下内埋弹舱流动特性、共振条件和结构响应规律。结果显示,内埋弹舱非定常绕流促进了舱内复杂噪声环境的形成,噪声载荷与结构振动数据呈现强相关性。当舱内噪声模态频率与结构固有频率耦合时,内埋弹舱结构响应明显增强,在噪声载荷主频位置,结构振动谱出现峰值,此时噪声/振动数据相关性最大,且耦合频率范围的噪声谱能量提高显著。

关键词：内埋弹舱多场载荷噪声流激振荡风洞实验

基于URANS与DDES方法的空腔近场噪声数值研究

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振动与冲击 2016年第20期35卷 154-159页

作者：刘俊杨党国王显圣罗新福中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室四川绵阳621000 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所四川绵阳621000

采用基于SST(Shear-Stress Transport)湍流模式的URANS(Unsteady Reynolds-Averaged Navier-Stokes)和DDES(Delayed Detached Eddy Simulation)方法开展了马赫数0.85的三维空腔非定常流动数值计算。计算结果表明:两种方法得到的空腔底部静压、脉动压力声压级和功率谱均与实验及参考文献结果具有良好的一致性;DDES在模拟流动失稳、小尺度结构等流动细节方面更具优势,对高频压力脉动的捕捉也要优于URANS。通过对时均流场的分析,确定了模拟的空腔流动类型为过渡式流动,同时发现空腔内存在的复杂三维涡结构,并分析了这些涡结构对空腔流场特性的影响。

关键词： URANS DDES 空腔噪声脉动压力涡结构

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前缘形状对空腔模型气动特性影响试验

航空学报 2022年第7期43卷 71-81页

作者：刘俊罗新福王显圣西北工业大学航空学院西安710072 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所绵阳621000

与安装在风洞侧壁的空腔模型相比,位于风洞核心流中的空腔模型在模拟边界层厚度方面具有明显优势。然而,核心流空腔模型在试验中却暴露出入口边界层厚度显著高于理论估计值、腔内声压级明显小于数值计算结果等问题,严重影响了试验结果... 详细信息

与安装在风洞侧壁的空腔模型相比,位于风洞核心流中的空腔模型在模拟边界层厚度方面具有明显优势。然而,核心流空腔模型在试验中却暴露出入口边界层厚度显著高于理论估计值、腔内声压级明显小于数值计算结果等问题,严重影响了试验结果的准确性。以C201空腔模型为研究对象,通过更换不同形状的模型前缘,综合采用边界层测量、脉动压力测量和表面荧光油流等试验方法,系统评估了亚、超声速下前缘形状对空腔风洞试验的影响。试验结果表明:亚声速条件下,椭圆形前缘有助于消除前缘流动分离,获得与计算结果相一致的入口边界层厚度和腔内声压级分布;超声速条件下,小角度尖劈前缘有利于避免形成脱体激波。研究结果可为空腔模型外形设计提供指导,避免前缘流动分离和脱体激波对空腔流动试验带来的不利影响。

关键词：空腔模型风洞试验前缘形状油流边界层脉动压力

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柱形汇聚激波冲击球形重气体界面的实验研究

力学学报 2012年第3期44卷 473-480页

作者：王显圣司廷罗喜胜杨基明中国科学技术大学近代力学系合肥230027

采用高速纹影法实验研究了柱形汇聚激波与球形重气体界面相互作用的Richtmyer-Meshkov不稳定性问题.激波管实验段基于激波动力学理论设计,将马赫数为1.2的平面激波转化为柱形汇聚激波,气体界面由肥皂膜分隔六氟化硫(内)和空气(外)得到.... 详细信息

采用高速纹影法实验研究了柱形汇聚激波与球形重气体界面相互作用的Richtmyer-Meshkov不稳定性问题.激波管实验段基于激波动力学理论设计,将马赫数为1.2的平面激波转化为柱形汇聚激波,气体界面由肥皂膜分隔六氟化硫(内)和空气(外)得到.采用高速摄影机在单次实验中拍摄激波运动的全过程,对柱形激波的形成进行了实验验证,并进一步观测了汇聚激波与球形气体界面相互作用过程中的波系发展和气体界面变形以及反射激波同已变形界面二次作用的流场演化.结果表明:当柱形汇聚激波穿过气泡界面以后,气泡左侧界面极点沿激波传播方向保持匀速运动,气泡右侧界面发展成为射流结构,气泡主体发展成为涡环结构;在反射激波的二次作用下,流场中无序运动显著增强并很快进入湍流混合阶段.

关键词：柱形汇聚激波 Richtmyer-Meshkov不稳定性球形气体界面高速纹影法

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湍流边界层厚度对三维空腔流动的影响

航空学报 2016年第2期37卷 475-483页

作者：刘俊杨党国王显圣罗新福中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室绵阳621000

采用脱体涡模拟(DES)方法开展了不同湍流边界层厚度(TTBL)下的三维空腔非定常流动数值计算。空腔长、宽、深比例为5∶1∶1,来流马赫数为0.85,雷诺数为13.47×106 m-1,各工况湍流边界层厚度比值为1∶2∶4∶8。研究结果表明,湍流边界层厚... 详细信息

采用脱体涡模拟(DES)方法开展了不同湍流边界层厚度(TTBL)下的三维空腔非定常流动数值计算。空腔长、宽、深比例为5∶1∶1,来流马赫数为0.85,雷诺数为13.47×106 m-1,各工况湍流边界层厚度比值为1∶2∶4∶8。研究结果表明,湍流边界层厚度对自由剪切层的发展、空腔底部静态压力分布、脉动压力及空腔流动类型均有重要影响,且随着边界层厚度的增大,下游剪切层覆盖的范围会增大,但是剪切层增长率降低;空腔前后静态压力压差减小、压力梯度下降;腔内局部测点的脉动压力声压级下降,各阶声压峰值频率向低频方向偏移;空腔流动类型往开式流动方向转换。

关键词：脱体涡模拟湍流边界层厚度三维空腔非定常流动流动类型

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前缘形状对空腔模型气动特性影响的试验研究

航空学报 2021年

作者：刘俊罗新福王显圣西北工业大学航空学院中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所

与安装在风洞侧壁的空腔模型相比，位于风洞核心流中的空腔模型在模拟边界层厚度方面具有明显优势。然而，核心流空腔模型在试验中却暴露出入口边界层厚度显著高于理论估计值、腔内声压级明显小于数值计算结果等问题，严重影响了试验结... 详细信息

与安装在风洞侧壁的空腔模型相比，位于风洞核心流中的空腔模型在模拟边界层厚度方面具有明显优势。然而，核心流空腔模型在试验中却暴露出入口边界层厚度显著高于理论估计值、腔内声压级明显小于数值计算结果等问题，严重影响了试验结果的准确性。以C201空腔模型为研究对象，通过更换不同形状的模型前缘，综合采用边界层测量、脉动压力测量和表面荧光油流等试验方法，系统评估了亚、超声速下前缘形状对空腔风洞试验的影响。试验结果表明：亚声速条件下，椭圆形前缘有助于消除前缘流动分离，获得与计算结果相一致的入口边界层厚度和腔内声压级分布；超声速条件下，小角度尖劈前缘有利于避免形成脱体激波。研究结果可为空腔模型外形设计提供指导，避免前缘流动分离和脱体激波对空腔流动试验带来的不利影响。

关键词：空腔模型风洞试验前缘形状油流边界层脉动压力