高超声速边界层转捩处的激波-边界层干扰研究

结题报告
项目介绍
AI项目解读

基本信息

  • 批准号：
    11372296
  • 项目类别：
    面上项目
  • 资助金额：
    76.0万
  • 负责人：
    沈清
  • 依托单位：
    中国航天空气动力技术研究院
  • 学科分类：
    A0903.空气动力学
  • 结题年份：
    2017
  • 批准年份：
    2013
  • 项目状态：
    已结题
  • 起止时间：
    2014-01-01 至2017-12-31

项目摘要

The phenomenon and the dynamic characteristics of shock wave interactions in hypersonic transitional boundary layer will be investigated to understand the interconnection phenomenon of boundary layer transition, shock wave oscillation and flow separation. Hypersonic shock wave-boundary layer interaction is a aerodynamic problem on the hypersonic vehicles, it's aslo a foundational problem in fluid mechanics. Shock wave interactions in laminar and turbulent boundary layer have been studied deeply, but shock wave interactions in transitional boundary layer haven't been understood and researched. Considering a compression corner model, shock wave interactions in transitional boundary layer will be studied with wind tunnel experiment and numerical simulation method. The transitional onset and unstable wave will be given using numerical simulation to disgn wind tunnel experiment. The measurements of fluctuation parameters and flow visualization will be performed in hypersonic wind tunnel. Shock wave interaction in laminar, turbulent and transitional boundary layer are compared, their dynamic characteristics and effect on aerodynamic and thermal are revealed.
本项目拟对高超声速（Mach=8）边界层转捩处的激波-边界层干扰现象及其动态特性进行研究，获得边界层转捩、激波运动和边界层分离耦合现象的认识。高超声速条件下的激波-边界层干扰是再入飞行器和高超声速飞行器中的气动问题，也是流体力学的前沿基础问题。人们对于层流状态下的激波-边界层干扰和湍流状态下的激波-边界层干扰进行了深入研究，但是对于转捩状态下的激波-边界层干扰问题缺乏研究。本项目以压缩拐角模型流动为研究对象，采用风洞试验和数值模拟相结合的方法对转捩处的激波-边界层干扰问题开展研究。通过数值模拟，给出边界层转捩位置和最不稳定波的脉动特性，指导实验设计。通过在高超声速风洞中开展压缩拐角模型的流动显示与脉动参数测量，对边界层转捩处激波-边界层干扰流动的现象取得认识,与层流和湍流状态下的激波-边界层干扰区流动的进行对比分析，揭示其动力学特性，及其对气动力和气动热的影响。

结项摘要

本项目以风洞实验为主，数值计算为辅，研究了压缩拐角诱导的激波边界层干扰的现象和效应。重点关注，边界层转捩发生在分离区时，其对分离区的影响。研究结果表明，层流/湍流干扰的分离区尺度较大，受到分离泡的影响，热流下降压力上升，在分离区形成典型的热流凹陷和压力平台。雷诺数增加和楔角减小都会导致分离区尺度减小。湍流/湍流干扰的分离区尺度较小，湍流脉动结构促进了分离区内的热交换导致热流凹陷和压力平台消失。雷诺数增加，分离区尺度变化不大，但楔角增加导致分离区尺度增加。不同于上述两种干扰，转捩/湍流干扰有其独特性。当雷诺数较低时，分离区的热流凹陷和压力平台明显，参数分布特征类似于层流干扰。而雷诺数升高时，分离区内转捩结束位置提前，从而使分离区内湍流边界层长度相对增加，在湍流结构的影响下，热流凹陷和压力平台逐渐消失，分离区尺度减小。总体来说，转捩/湍流干扰的分离区长度介于其他两种干扰之间。当分离区内发生边界层转捩时，峰值热流和压力增加，显著高于湍流干扰。其中，层流/湍流干扰的峰值热流和压力最高，分别高出湍流干扰28%和41%。从脉动量分布、主导频率分布和非线性作用三个角度分析了边界层转捩发生在分离区时的脉动结构特征。研究结果表明，当边界层转捩发生在分离区时，转捩脉动与分离泡脉动同时出现共同增长。当两者幅值足够大时，转捩脉动会与分离泡脉动发生非线性相互作用，从而诱导出更高的脉动结构。分离泡脉动的频率主要集中在1kHz及以上，转捩脉动的频率主要集中在8kHz以上。

项目成果

期刊论文数量（4）
专著数量（0）
科研奖励数量（0）
会议论文数量（4）
专利数量（0）
边界层转捩与压缩拐角分离流动的非定常作用
  • DOI：
    --
  • 发表时间：
    2017
  • 期刊：
    空气动力学学报
  • 影响因子：
    --
  • 作者：
    解少飞;宫建;高波;杨学军;沈清
  • 通讯作者：
    沈清
高超声速边界层转捩机理及应用的若干进展回顾
  • DOI：
    --
  • 发表时间：
    2015
  • 期刊：
    航空学报
  • 影响因子：
    --
  • 作者：
    解少飞;杨武兵;沈清
  • 通讯作者：
    沈清
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  • DOI：
    --
  • 发表时间：
    2014
  • 期刊：
    现代防御技术
  • 影响因子：
    --
  • 作者：
    李锋;解少飞;毕志献;宫建;陈星;纪锋;韩曙光;沈清
  • 通讯作者：
    沈清
高超声速1MHz高频脉动压力测试技术及其应用
  • DOI：
    --
  • 发表时间：
    2016
  • 期刊：
    空气动力学学报
  • 影响因子：
    --
  • 作者：
    纪锋;解少飞;沈清
  • 通讯作者：
    沈清

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超声速平面自由剪切层声辐射涡模态数值分析
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大目金枪鱼加工副产物中鱼油提取制备及EPA分离纯化
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    --
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  • 通讯作者：
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  • 通讯作者：
    沈清
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  • 影响因子：
    --
  • 作者：
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  • 通讯作者：
    沈清

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超声速剪切层的直接数值模拟与分析
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课题项目：调控A型流感病毒诱导IFN-β表达的机制研究

AI项目摘要：

本研究聚焦于TRIM2蛋白在A型流感病毒诱导的IFN-β表达中的调控机制。A型流感病毒是全球性健康问题，其感染可导致严重的呼吸道疾病。IFN-β作为关键的抗病毒因子，其表达水平对抗病毒防御至关重要。然而，TRIM2如何调控IFN-β的表达尚未明确。本研究假设TRIM2通过与病毒RNA或宿主因子相互作用，影响IFN-β的产生。我们将采用分子生物学、细胞生物学和免疫学方法，探索TRIM2与A型流感病毒诱导IFN-β表达的关系。预期结果将揭示TRIM2在抗病毒免疫反应中的作用，为开发新的抗病毒策略提供理论基础。该研究对理解宿主抗病毒机制具有重要科学意义，并可能对临床治疗流感病毒感染提供新的视角。

AI项目思路：

科学问题：TRIM2如何调控A型流感病毒诱导的IFN-β表达？
前期研究：已有研究表明TRIM2参与抗病毒反应，但其具体机制尚不明确。
研究创新点：本研究将深入探讨TRIM2在IFN-β表达中的直接作用机制。
技术路线：包括病毒学、分子生物学、细胞培养和免疫检测技术。
关键技术：TRIM2与病毒RNA的相互作用分析，IFN-β启动子活性检测。
实验模型：使用A型流感病毒感染的细胞模型进行研究。

AI技术路线图

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          A[研究起始] --> B[文献回顾与假设提出]
          B --> C[实验设计与方法学准备]
          C --> D[A型流感病毒感染模型建立]
          D --> E[TRIM2与病毒RNA相互作用分析]
          E --> F[TRIM2对IFN-β启动子活性的影响]
          F --> G[IFN-β表达水平测定]
          G --> H[TRIM2功能丧失与获得研究]
          H --> I[数据收集与分析]
          I --> J[结果解释与科学验证]
          J --> K[研究结论与未来方向]
          K --> L[研究结束]
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