超声速液体射流的气动特性

介绍了有关脉冲超声速水射流以及柴油射流气动特性的研究结果。水射流实验是在一台垂直设置的内径为8mm的火药枪设备上进行的。用出口直径为5mm的喷嘴,产生了速度为600m/s的水射流。用纹影仪观察了射流及激波形状,从而测量了激波与前体驻点之间的离开距离。柴油射流实验是在一台水平设置的高压氦气气枪设备上进行的。

用激波管研究超音速气固两相流

在激波管里进行了可压缩性气固两相流的实验研究。测量了激波通过颗粒群时的压力的衰减过程。用纹影仪拍摄了激波与颗粒群相互干涉的照片。试验了颗粒群的不同构造对压力衰减的影响。指出了激波反射、聚焦等非线性气动因素是可压缩性气固两相流的关键问题。

超音速流动中侧向喷流干扰特性的实验研究

在超音速流动中,进行了侧向喷流干扰特性的实验研究,研究了喷流压力、攻角、迎风侧及背风侧喷流对侧向喷流干扰特性的影响.结果表明,随喷流压力增大,喷流前的高压区向前扩展,喷流的包裹作用加强.有攻角时,背风侧喷流前的高压区更大,喷流包裹作用的影响区域前移,喷流的控制效果更好,这一趋势随攻角的增大更加明显.

甲烷超声速燃烧过程的数值模拟

提出了一种CH_4/O_2在超声速气流中燃烧的6方程化学反应模型，并且用在超声速高温空气中横向喷射的二维流场进行了数值模拟验证。特别模拟了不同来流条件和壁面条件对燃烧效率的影响及CH_4和空气中的氧气混合燃烧的过程。数值方法采用二阶精度的Harten-Yee隐式TVD格式，计算结果表明6方程反应模型能较好地反映CH_4/O_2的燃烧过程。

超音速流动中侧向喷流干扰特性的数值模拟

通过与实验结果的比较验证Fluent软件可以用于超音速流动中侧向喷流干扰特性数值研究．使用Fluent软件对超音速流动中不同喷流压力和攻角下侧向喷流干扰特性进行的数值研究表明，超音速流动中，随喷流压力和负攻角增大，喷流前的高压区明显增大，喷流的控制效果更好．喷流包裹作用的影响范围在90°弹面内．喷流压力增大，喷流包裹作用加强，影响范围增大．

超声速模型燃烧室中气化煤油喷注研究

利用直接照相和纹影显示研究了不同预热温度的煤油喷注到静态大气和马赫数2.5的横向气流时射流结构.煤油加热系统可将0.8kg煤油加热到670K和5.5MPa压力.比较4MPa压力下290K～550K不同温度的煤油射流结构可以发现,550K煤油射流一旦流出立即完全气化,并且保持贯穿深度基本不变.结果表明:喷注汽化燃料有可能改善液体碳氢燃料超声速燃烧室的性能,因为至少省却了雾化和气化过程.

A Multiscale-Domain Decomposition Method for High Reynolds Number Flows

The high Reynolds number flow contains a wide range of length and time scales, and the flow domain can be divided into several sub-domains with different characteristic scales. In some sub-domains, the viscosity dissipation scale can only be considered in a certain direction; in some sub-domains, the viscosity dissipation scales need to be considered in all directions; in some sub-domains, the viscosity dissipation scales are unnecessary to be considered at all. For laminar boundary layer region, the characteristic length scales in the streamwise and normal directions are L and L Re-1/ 2 , respectively. The characteristic length scale and the velocity scale in the outer region of the boundary layer are L and U, respectively. In the neighborhood region of the separated point, the length scale l<supersonic flows over rearward and frontward steps as well as an interaction flow between shock wave and boundary layer were solved numerically. The pressure distributions and local coefficients of skin friction on the wall are given. The numerical results obtained by the multiscale-domain decomposition algorithm are well agreement with those by NS equations. Comparing with the usual method of solving the Navier-Stokes equations in the whole flow, under the same numerical accuracy, the present multiscale domain decomposition method decreases CPU consuming about 20% and reflects the physical mechanism of practical flow more accurately.

Numerical Analyses of Transonic Fluid/Structure interaction in Aircraft Engineering

Through the coupling between aerodynamic and structural governing equations, a fully implicit multiblock aeroelastic solver was developed for transonic fluid/stricture interaction. The Navier-Stokes fluid equations are solved based on LU-SGS (lower-upper symmetric Gauss-Seidel) Time-marching subiteration scheme and HLLEW (Harten-Lax-van Leer-Einfeldt-Wada) spacing discretization scheme and the same subiteration formulation is applied directly to the structural equations of motion in generalized coordinates. Transfinite interpolation (TFI) is used for the grid deformation of blocks neighboring the flexible surfaces. The infinite plate spline (IPS) and the principal of virtual work are utilized for the data transformation between fluid and structure. The developed code was fort validated through the comparison of experimental and computational results for the AGARD 445.6 standard aeroelastic wing. In the subsonic and transonic range, the calculated flutter speeds and frequencies agree well with experimental data, however, in the supersonic range, the present calculation overpredicts the experimental flutter points similar to other computations. Then the flutter character of a complete aircraft configuration is analyzed through the calculation of the change of structural stiffness. Finally, the phenomenon of aileron buzz is simulated for the weakened model of a supersonic transport wing/body model at Mach numbers of 0.98 and l.05. The calculated unsteady flow shows, on the upper surface, the shock wave becomes stronger as the aileron deflects downward, and the flow behaves just contrary on the lower surface of the wing. Corresponding to general theoretical analysis, the flow instability referred to as aileron buzz is induced by a stronger shock alternately moving on the upper and lower surfaces of wing. For the rigid structural model, the flow is stable at all calculated Mach numbers as observed in experiment

郭永怀文集

郭永怀先生诞辰九十周年纪念文集

目录

谈镐生文集

本文集收入了著名力学家、应用数学家、中国科学院院士谈镐生先生在流体力学、稀薄气体动力学和应用数学研究领域的论文和研究报告26篇，谈镐生先生倡导和支持力学基础研究的有关文章和论述21篇，谈先生的学术活动和生活图片多幅，以及谈镐生先生生平，最后附有谈先生生平年表。

 

 

煤油-氢双燃料超音速燃烧研究

本课题进行了“煤油一氢”双燃料超音速燃烧的实验研究，采用一维近似计算程序对实验数据进行处理，对此一维程序所用模型也作了说明。实验采用“煤油一氢”双燃料超音速燃烧方案，即利用少量的氢与来流空气自然形成引导火焰与煤油进行混合燃烧。实验是在超单速燃烧实验台上进行的，实验空气总温1800K左右、总压17atm左右，燃烧室进口M为2.5，可以模拟飞行M数为7的超燃冲压发动机中的燃烧工况。在没有附加点火的情况下，能实现煤油一氢双燃料自点火并维持稳定燃烧的条件包括：氢的最小当量比、燃料的喷注方式与燃烧室几何形状等。因此，本实验进行了四方面的研究内容：（1）氢气当量比对点火极限的影响；（2）煤油驱动气压力对点火极限的影响；（3）不同凹槽形火焰稳定器对燃烧的影响，包括改变凹槽形状和改变喷油孔的位置；（4）实验空气总温对燃烧的影响。用一维超音速燃烧程序对实验数据进行了处理，实验结果表明，通过合理地控制氢气当量比、煤油当量比，在一定的总温总压条件下，利用合适的火焰稳定器，采用煤油一氢双燃料超音速燃烧方案实施煤油的超单速燃烧是可行的，其中凹槽形火焰稳定器对点火与燃烧有重要的作用。本实验研究表明，氢气当量比的最低极限为0.09左右，来流总温最低生在1710K时煤油仍能点燃。实验结果说明，煤油一氢双燃料超音速燃料超烯冲压发动机来说，煤油一氢双燃料超音速燃烧的氢量可以控制在较低的范围，并且来流温度要求不是很高，因此对于碳氢燃料超燃冲压发动机来说，煤油一氢双燃料超音速燃烧方案具有较为实用的价值。

碳氢燃料超音速燃烧的数值研究

本文对CH_4横向喷入超音速高温空气主流的二维流场进行了数值模拟，对CH_4-O_2的六方程反应模式进行了检验，借以对混合与燃烧过程的现象与机理加以研究，并与单方程反应模型及H_2横向喷射的情况进行了对比。得到了较为理想的结果。本文采用二维雷诺平均全N-S方程进行计算，采用热完全气体模型，用Baldwin-Lomax代数涡粘性湍流模型来模拟湍流效应。假定N_2不参加反应，CH_4-O_2反应机制选取六个基本反应，以及九个组元O、O_2、CH_3、CH_4、OH、CHO、CH_2O、CO和CO_2，应用空间二阶精度Harten-Yee隐式TVD格式，采用化学源项点隐的全隐方法数值求解。本文对多种超音速空气主流及边界条件的工部进行了数值模拟，并对其流场进行了分析。针对工作中出现的问题，提出了对下一步工作的展望。

超声速化学反应流动中燃料预喷研究述评

研制基于超声速燃烧的高效吸气式推进装置(运行Mach数在3.5以上)需要寻求改善混合效率的有效机制,这对于采用常规碳氢燃料(特别是可以增加密度的液体燃料)的装置尤为重要.延长混合时间的一种途径是在飞行器燃料室的上游喷入部分燃料.壁面喷射一直是超声速气动力学最具挑战性的课题,这里包括使比冲损失最小、改善燃料-空气的混合、减少入口段/燃烧室的相互作用以及增进火焰稳定性等.综述了超声速入口段或燃烧室的隔离器中液体燃料(个别情况下为气体燃料)喷射的研究进展.在这些研究中,燃料都是从后掠型细支架尾迹中的壁面处喷射出来的,动压比很低(qjet/qair=0.6～1.5).它们涉及入口段和燃烧室的隔离器中单个支架/喷射器的几何结构及其组合方式、各种各样的喷射条件、不同的引射剂,并且评估了这些因素对于燃料羽流喷散、比冲损失以及混合效率的影响.述评引用了46篇参考文献.

氧碘化学激光器超声速段射流工作方式性能的数值研究

氧碘化学激光器(COIL)的混合喷管内发生的是气体动力学、化学反应动力学以及光学等相互耦合的复杂过程,每个过程都对COIL性能有着至关重要的影响.利用3维计算流体动力学技术,通过求解层流Navier-Stokes方程与组分输运方程对简化的氧碘化学激光RADICL模型进行数值模拟与分析,结合10种组分和21个基元反应的化学反应模型,对COIL超声速段射流情况下喷管内的流动及混合情况,尤其是产率、分解率、泵浦率和小信号增益系数的细致3维空间分布进行研究.结果证明超声速段进行射流有利于提高COIL的性能表现,可以充分利用高增益区,光腔位置增益可以达到0.012 cm~(-1),与亚声速段射流相比总压恢复性能提高,混合有待加强.