Nearly homogeneous and isotropic turbulence generated by the interaction of supersonic jets
本文研制了36股超声速射流相互作用的风洞，发现其可生成近均匀各向同性衰减湍流，湍动能幂律衰减指数约为2，能谱与无量纲耗散率均与不可压缩网格湍流一致，验证了该装置用于可压缩湍流研究的有效性。
2024-01-14 physics.flu-dyn
Flow Field Characteristics of a Supersonic Jet Influenced by Downstream Microjet Fluidic Injection
对下游微射流射流喷射（DMFI）系统对超声速射流混合特性的影响进行了数值研究。DMFI系统是建立在观察以前的实验研究，利用横向射流喷射从四个等距喷射口放置在一个喷射管在下游的距离为1.5马赫数喷嘴。从这些先前的实验的测量表明，射流剪切层的增稠和混合增强作为流体注射的结果。目前的数值研究检查流场的基本物理，以及DMFI系统的有效性在较小的质量流率比相比，在以前的实验中使用。结果表明，与实验研究所观察到的趋势吻合良好，并观察到射流混合的增强有相当大的改善。所观察到的混合增强是由于存在的微喷管和流体注射和随之产生的流向涡，以及自然分离弓激波由于横向流动注射。DMFI系统被证明可以增强早期混合，导致下游湍流产生的衰减。此外，DMFI系统被证明是一种有效的方法，以增强混合的超音速射流与潜在的减少喷流噪声辐射。
2019-09-19 physics.flu-dyn
Linear dynamics of over-expanded annular supersonic jets
本文研究过膨胀环形超声速射流的第一方位角模态，揭示内外两层 Kelvin-Helmholtz 波及 guided-jet 模态的稳定性差异，并利用简化基流分析 NPR 对波动动力学的影响。
2024-09-26 physics.flu-dyn
Assessment of jet inflow conditions on the development of supersonic jet flows
Instituto Tecnológico de Aeronáutica（航空技术研究所）；Instituto de Aeronáutica e Espaço（航空与航天研究所）；École Nationale Supérieure d’Arts et Métiers（国立高等工艺学院）
本文通过大涡模拟研究了超音速射流中流入条件对流场发展的影响，发现稳态粘性流入在射流入口附近表现最显著，同时提供了高保真的数据库供科学界使用。
2026-02-10 physics.flu-dyn
Elliptic supersonic jet morphology manipulation using sharp-tipped lobes
本研究通过实验证明，在椭圆超声速射流喷嘴短轴两端加装尖头瓣片，可抑制射流扑动、降低噪声，并使近场混合速率提升约一倍，势核长度缩短40%。
2020-07-21 physics.flu-dyn
Dynamic Evolution of a Transient Supersonic Trailing Jet Induced by a Strong Incident Shock Wave
采用高分辨率时间分辨纹影技术和数值模拟方法研究了脉冲爆震发动机出口高度欠膨胀瞬态超声速射流的动态演化过程。实验证据提供了一个第二个三重激波配置的存在下，随着一个小激波之间的反射激波和滑流，这在一个稳态欠膨胀射流没有类似物。建立了一个准定常模型，该模型可以确定瞬态传播斜激波的激波后流动条件。将该模型应用于数值模拟，揭示了第二三相点形成的机理。因此，三相点的形成是由反射激波的瞬态运动开始的，该瞬态运动是由涡环的对流引起的。当涡环嵌入激波基本上作为平移的强斜激波运动时，反射激波向其稳态位置旋转。这就导致了压力不连续，必须通过形成小激波来解决。
2019-11-15 physics.flu-dyn
Spatiotemporal Superresolution Measurement based on POD and Sparse Regression applied to a Supersonic Jet measured by PIV and Near-field Microphone
提出了一种基于稀疏回归和本征正交分解降维的时空超分辨率测量方法。对马赫数为1.35的超音速射流进行了非时间分辨粒子图像测速（PIV）和时间分辨传声器近场声学测量。POD被应用到PIV和麦克风数据矩阵和稀疏线性回归模型的降阶数据计算使用最小绝对收缩和选择算子回归。通过随机交叉验证定量评估了超分辨率测量的超参数的影响。超分辨速度场表明与尖叫音相关的速度波动的平滑对流，而下游侧的大尺度结构的对流未被观察到。所提出的框架可以重建的不稳定波动与多个频率的现象，虽然重建是有限的，与麦克风输出的现象。
2022-05-17 physics.flu-dyn
Study on the Resolution of Large-Eddy Simulations for Supersonic Jet Flows
本文研究了超声速喷流的大涡模拟。工作地址，特别是，一个完全扩展的自由射流与出口马赫数为1.4和出口温度等于环境温度的模拟。计算采用节点间断伽辽金法。目前的努力研究网格和多项式细化的解决方案的影响。本计算考虑计算网格和多项式阶数，使得解中的自由度（DOF）的数量在5000万至4.1亿的范围内。平均速度的结果和均方根（RMS）值的速度波动表明更好的协议与实验数据的分辨率增加。所产生的数据提供了一个很好的理解的效果，增加离散化细化LES计算的射流。研究结果对今后类似流场的数值模拟具有指导意义。
2023-01-04 physics.flu-dyn
Large eddy simulations of turbulent compressible supersonic jet flows using discontinous Galerkin methods
本文采用间断Galerkin格式对超声速喷流进行大涡模拟。总共进行了四次模拟与不同的网格和精度顺序。来自模拟的自由度的数量从50 x 106变化到400 x 106。结果表明，随着模拟分辨率的提高，总体上模拟结果更接近实验数据。射流唇线是唯一没有观察到这种行为的区域。研究了一种用低阶模拟初始化高阶模拟的方法，从而减少了高阶模拟的总时间。这种策略是成功的，并允许执行高阶模拟，只有5%以上的计算工作量比一个完整的二阶模拟。
2023-01-04 physics.flu-dyn
A complex-valued resonance model for axisymmetric screech tones in supersonic jets
我们建立了一个欠膨胀超音速射流中A1和A2尖叫音产生的共振机制模型。从\cite{mancinelli2019screech}最近提出的共振模型出发，其中上游行波是中性稳定的引导射流模式，我们在这里提出了一个更完整的线性稳定性为基础的尖叫预测模型。我们研究温度和剪切层厚度的影响，并表明，为了准确地描述实验数据，剪切层的有限厚度的效果必须纳入射流动力学模型。然后，我们提出了一个改进的共振模型尖叫频率的预测，其中下游和上游行波可能有复杂的波数和频率。该谐振模型需要谐振回路的上游和下游位置处的反射系数的知识。我们探讨了反射系数对共振模型的影响，并提出了一种识别方法。复模式模型识别频率流参数空间的有限区域，对于该区域，谐振回路在时间上被放大，这是谐振持续的必要条件。该模型提供了一个改进的描述的实验测量。
2021-09-29 physics.flu-dyn
Effect of non-parallel mean flow on the acoustic spectrum of heated supersonic jets: explanation of `jet quietening'
在超声速马赫数一定的条件下，轴对称热射流的噪声测量表明，随着温度比的增加，声频谱减小。使用大涡模拟（LES）在实验和计算上都观察到了“光谱静噪”效应。Afsar { \it et al}对此进行了解释。（M. Z. Afsar和M. E. Goldstein $\&$ A. M. Fagan AIAAJ.，Vol.49，p.2522，2011）通过使用广义声学类比公式的焓通量/动量通量耦合项引入的抵消。但是平行流假设在高喷流速度下给出的预测是不准确的。因此，本文推广了Goldstein { \it et al}的非平行流渐近理论。（M. E.戈尔茨坦，A. Sescu $\&$ M. Z. Afsar，J. Fluid Mech.，Vol.695，p.199，2012）用于类比中的伴随线性化欧拉方程（ALEE）的向量格林函数。采用定常雷诺平均Navier Stokes（RANS）方法计算射流平均流场，当考虑非平行流效应和湍流结构的自洽近似时，耦合项传播子在对应于峰值射流噪声的低频处是正定的且渐近次主导的。通过计算整体声压级（OASPL），在不同的观测角度下对基于非平行流的声学模拟模型的有效性进行了评估，并以此对消声效果提出了更合理的解释。在一般情况下，我们的噪声预测是非常好的协议与声学数据超出峰值频率。
2019-09-23 physics.flu-dyn
Dynamic Mode Decomposition of High Reynolds Number Supersonic Jet Flows
当前的设计约束鼓励了可压缩射流周围的气动声场的研究。本文对非定常湍流喷流进行了数值研究，为将来主发动机火箭羽流的气动声学分析作了准备。为了再现可压缩射流的高保真度结果，使用了内部大涡模拟工具。大涡模拟公式采用二阶有限差分空间离散数值格式。对理想膨胀射流进行了数值模拟，并与文献结果进行了比较。动态模式分解（DMD）的射流，使用大尺寸的三维快照，进行。分析了三个变量，即速度大小、涡度大小和速度散度。特别是，确定了两个频率，它们与文献中其他作者进行的实验中观察到的流动结构有关。文中还讨论了相应动力学模态的空间形状。
2023-01-12 physics.flu-dyn
Real-Time Adaptive Feedback Control of a Supersonic Dual-Stream Jet
Syracuse University（雪城大学）
本文研究了超音速双流喷射中高频声波的自适应反馈控制，采用在线动态模式分解方法实现高效抑制声波和激波行进。
2026-05-18 physics.flu-dyn
Influence of different subgrid-scale models in low-order LES of supersonic jet flows
本文研究了非定常湍流射流的大涡模拟。特别是，本分析的重点是亚网格尺度建模时使用的二阶空间离散化方法的数值模拟的效果。目前的努力解决完美的扩张超音速射流，因为作者想强调射流混合现象的影响。在广义坐标系中改写方程后，采用有限差分法离散大涡模拟方程。空间和时间的离散化是二阶精度和显式的时间游行。特别注意的是致力于离散化的能量方程，以适当地模拟一组过滤方程中出现的LES制定。经典的Smagorinsky，动态Smagorinsky和Vreman模型是本工作选择的亚网格尺度封闭。将计算结果与文献中的数据进行比较，以验证本模拟工具。结果表明，数值离散的特点，可以作为重要的亚网格尺度模式的影响，这种低阶空间离散方案。在这里考虑的数值背景下，每个子网格封闭的性能进行了详细的分析。
2022-12-23 physics.flu-dyn
Elliptical liquid jets in a supersonic cross-flow: Influence of J on atomization mechanism and unsteadiness
Interdisciplinary Centre for Energy Research, Indian Institute of Science - Bangalore（印度科学学院跨学科能源研究中心）；Propulsion and Power, Faculty of Aerospace Engineering, Delft University of Technology（代尔夫特理工大学航空航天工程学院推进与动力系）；Department of Aerospace Engineering, Indian Institute of Science - Bangalore（印度科学学院航空航天工程系）；Department of Mechanical Engineering, Indian Institute of Science - Bangalore（印度科学学院机械工程系）
研究超音速横向流中椭圆液柱的雾化机制和不稳定性，探讨J对液柱破裂机制、激波结构及不稳定性相互作用的影响，发现J变化影响雾化过程和不稳定性特征。
2025-12-29 physics.flu-dyn
Underexpanded Supersonic Jet in Imposed Oscillating Condition
本文通过数值计算研究了喷管压比振荡对二维轴对称超音速收敛喷管流场结构的影响。在这项研究中，欠膨胀流动条件被认为是占主导地位的钻石激波细胞结构。计算结果与已有的实验测量结果进行了很好的验证。最初计算的流动是充分发展的，然后施加振荡。NPR从1.6增加到2.6，然后再次降低到1.6，从而完成一个循环。结果表明，振荡过程中压比的变化过程决定了喷管的外流结构。在压比变化的上升和下降过程中，即使喷管处于相同的压比，也观察到明显的流动结构。在此振荡期间，在相同的NPR下观察到射流中心线轴线和离轴位置以及膨胀区、压缩区和中性区的不可逆行为。此外，在100 Hz，200 Hz，500 Hz和1000 Hz的频率下，振荡频率的影响对此不可逆行为进行了探索。
2021-12-04 physics.flu-dyn
Analytical and Numerical Studies of the Non-uniformity induced Type II Asymmetric Cap Shock Mach Reflection in Over-expanded Supersonic Jets
采用解析和数值相结合的方法研究了超声速过膨胀射流外部的非对称帽激波非均匀马赫反射现象。以前的分析工作只考虑了楔形诱导的定常对称和非对称马赫反射（MR）构型，以及开口射流中的对称MR。然而，在喷管流场中还存在另一种结构，称为非均匀性诱导的帽激波。我们推导出一个新的分析模型来预测的波动结构的非对称csMR在没有内激波通过扩展之前的对称马赫反射模型。与楔形流情况不同，通过假设上、下区域的上游马赫数不同来考虑流动的非均匀性，通过平均流场和滑流倾角来预测非对称性。数值方法利用欧拉求解器比较发达的理论。它被发现，该模型充分预测从数值模拟得到的激波结构，并可用于各种参数集捕捉整体直接马赫反射o[DiMR+DiMR]配置。冯·诺依曼准则也被新的分析模型很好地捕捉到，同时还有马赫茎剖面和激波曲率。基于分析和数值观测，还提出了一个假设，关于MR结构内的过膨胀射流的稳定性。
2023-02-14 physics.flu-dyn
Schlieren study of a sonic jet injected into a supersonic cross flow using high-current pulsed LEDs
随着高速摄像技术的发展，流场显示和分析技术在许多应用中可以获得详细的流场数据。尽管取得了这些进展，但对于高速和超音速流，捕获高质量的图像仍然不是小事。在这项研究中，我们提出了一个纹影设置，使用脉冲LED与高电流（高达18安培），以增加光输出到足够的水平。明亮而短的脉冲，低至130纳秒，允许详细和清晰的流动成像，具有足够的超音速流动的高空间分辨率。详细说明了脉冲电路和脉冲宽度的确定。作为一个测试案例，我们研究了近场的直径为2毫米的音速射流横向注入到超音速横流。这是一个超燃冲压发动机燃料喷射的模型流，目前还没有完全了解。由于新开发的系统所产生的图像的高分辨率和准确性，我们证明了在马赫桶和弓形激波之间的迎风亚音速区域中存在一个大的（密度）梯度波，这是迄今为止仅在一些数值研究中观察到的，但尚未在实验中显示。此外，我们证明了与此纹影设置，时间相关的图像可以获得，帧间时间为2微秒，因此也可以研究流动不稳定性，如运动的冲击波和轨迹的漩涡。射流穿透高度的结果呈幂律关系。本研究的结果表明，使用低成本的LED和低成本的控制系统的设计设置是一个高潜力的选择，应用在高速流动的可视化研究。
2017-06-28 physics.flu-dyn
Influence of Different Subgrid Scale Models in LES of Supersonic Jet Flows
当前的设计约束鼓励了可压缩射流周围的气动声学场的研究。本文对亚网格尺度非定常湍流射流的数值模拟进行了研究，为今后主发动机火箭羽流的气动声学分析奠定了基础。为了再现可压缩射流流场的高保真度结果，开发了一种内部大涡模拟（LES）工具。在本研究中，考虑了完全膨胀的射流，因为作者想强调射流混合现象的影响。大涡模拟公式是用有限差分法编写的，具有显式时间积分和二阶空间离散。能量方程被仔细离散，以模拟过滤的Navier-Stokes公式的能量方程。经典的Smagorinsky模型，动态Smagorinsky模型和Vreman模型是本工作所选择的亚网格尺度闭合。为了验证和比较求解器中每个子网格闭合的性能，对完全膨胀射流进行了数值模拟，并与文献进行了比较。
2023-01-02 physics.flu-dyn
Accuracy Assessment of Discontinuous Galerkin Spectral Element Method in Simulating Supersonic Free Jets
本研究使用DGSEM方法对超声速自由射流进行大涡模拟，通过对比不同网格和离散精度的四次模拟结果与实验数据，评估了分辨率要求，并揭示了网格与多项式细化在计算成本与精度间的权衡关系。
2024-03-21 physics.flu-dyn
Numerical Simulation of Reacting and Non-Reacting Liquid Jets in Supersonic Crossflow
本文通过自适应网格细化与流体体积法对马赫数约4.5的超声速横流中反应与非反应液体射流进行多相模拟，揭示了动量比、自由流温度对穿透、混合及燃烧效率的影响机制。
2025-04-28 physics.flu-dyn
Large Eddy Simulations of Supersonic Jet Flows for Aeroacoustic Applications
当前的设计约束鼓励了可压缩射流周围的气动声学场的研究。本文对主发动机火箭羽流的非定常湍流喷流进行了数值研究。发展了一种新的大涡模拟（LES）工具，用于再现可压缩喷流的高保真度结果，为Ffowcs Williams和Hawkings方法的气动声学研究提供了依据。数值求解器是一个现有的雷诺平均Navier-Stokes求解器以前开发的组的升级。原始框架以现代方式重写，并在代码中添加了密集的并行计算能力。LES制定使用有限差分法。能量方程被仔细离散，以模拟过滤的Navier-Stokes公式的能量方程。经典的Smagorinsky模型是目前的工作所选择的亚网格尺度封闭。为了验证新的求解器，进行了完全膨胀射流的数值模拟，并与文献进行了比较。此外，加速比和计算性能的代码进行了评估和讨论。流场结果用于对火箭羽流辐射噪声的初步评价。
2022-12-23 physics.flu-dyn
Density Field Reconstruction of an Overexpanded Supersonic Jet using Tomographic Background-Oriented Schlieren
本研究开发了层析背景纹影技术，用四相机环形布置重建过膨胀超声速射流的三维密度场，并通过滤波反投影和联合代数重建提取激波间距等流动特征。
2023-11-17 physics.flu-dyn
Resolvent Analysis of an Under-expanded Planar Supersonic Impinging Jet
本研究的目的是评估不同类型的驱动器强迫的反馈回路的欠膨胀马赫数1.27的平面冲击射流使用的预解框架的效果。为此，我们采用了一个大涡模拟数据库作为真理模型。时间和展向平均流量作为输入的整体稳定性和预解式分析的目的是检查的内在不稳定性和输入输出特性。结果表明，固有不稳定性和初级能量放大归因于Kelvin-Helmholtz（K-H）不稳定性。此外，从预解式分析得到的K-H响应模式是在合理的协议从非定常LES数据的谱本征正交分解（SPOD）模式。噪声控制的见解是通过局部化的致动器迫使喷嘴唇和底板施加组件的强制模仿不同的名义致动器。据观察，能量放大获得的本地化组件的强迫是不同的全球预解式分析和依赖于类型的致动器。这提供了对用于主动流量控制的致动器的类型、波数和频率的了解。
2022-04-15 physics.flu-dyn
Acoustic emission due to the interaction between shock and instability waves in 2D supersonic jet flows
建立了一个分析模型，研究了二维超声速射流中激波与不稳定波相互作用产生的声。射流被认为是涡片型和二维欧拉方程线性化，以确定控制方程的冲击，不稳定波，以及它们的相互作用。Pack的模型用于描述冲击波，而不稳定波使用空间稳定性分析计算。激波和不稳定波之间的相互作用可以通过进行傅里叶变换和随后使用最陡下降法解析地求解。首先研究了不稳定波与单个激波单元相互作用产生的声音，然后研究了多个激波单元产生的声音。我们发现，在这项研究中开发的模型可以正确地预测的基本尖叫音及其第一和第二谐波的频率。我们表明，预测的声音方向性，即使从一个单一的冲击细胞，是在良好的协议与实验数据。特别是，该模型显示了最强的噪声发射接近上游方向，但发出的噪声开始迅速衰减，作为观察者的角度接近180度，这是根据实验结果，这表明，从一个单一的冲击单元的有效噪声是远离的的cross-type假设在经典的鲍威尔的模型。我们发现，噪声的方向性是非常敏感的不稳定波的本地增长率和噪声产生的主要通过马赫波机制。
2022-12-11 physics.flu-dyn
Characterization of a kerosene liquid jet injected in a high temperature Mach 2 supersonic crossflow
本文在高温马赫2超声速横流中实验研究煤油射流，借助高分辨率成像、阴影法及210 kHz高速纹影揭示雾化、激波与穿透特性。
2025-10-21 physics.app-ph physics.flu-dyn
Computational Performance of a LES Solver for Supersonic Jet Flow Applications
为了再现可压缩射流的高逼真度结果，开发了一个内部大涡模拟工具。大涡模拟公式是用有限差分法编写的，具有显式时间积分和二阶空间离散。能量方程被仔细离散，以模拟过滤的Navier-Stokes公式的能量方程。这样的数值研究是非常昂贵的，并且需要高性能的计算。消息通道接口协议被实现到代码中，以便执行并行计算。目前的工作解决的求解器上运行多达400个并行处理器的计算性能。不同的网格配置，其大小从约590万点到约10亿点不等，在目前的文件进行评估。加速比和效率曲线进行评估，以评估强大的可扩展性的求解器。
2023-01-02 physics.flu-dyn
High-speed micro-actuation in a supersonic dual-stream jet flow
本研究针对超声速双流矩形喷管出口的流动不稳定性问题，结合resolvent分析确定微射流作动器最优位置，通过Navier–Stokes参数化研究验证了最优角度驱动可分散脉动能量、抑制基准不稳定性，实现有效的主动流动控制。
2024-08-15 physics.flu-dyn
Enriching MRI mean flow data of inclined jets in crossflow with Large Eddy Simulations
磁共振测速（MRV）和磁共振浓度（MRC）等测量技术可用于获得复杂湍流中的三维时间平均流量，但无法测量湍流相关性或近壁数据。在这项工作中，我们使用高分辨率的大涡模拟（LES），以补充实验和绕过这些限制。耦合LES和磁共振实验技术在复杂的非均匀流动中特别有利，因为3D数据允许广泛的验证，从而使模拟结果描绘出物理上真实的流动。因此，我们可以将模拟视为数据，这些数据“丰富”了原始MRI平均流量结果。这种方法被证明是使用一个圆柱形和倾斜射流横流与三个不同的速度比，$r=1$，$r=1.5$，和$r=2$。数值网格高度细化，以使亚网格尺度模型的贡献可以忽略不计，并描述了一个系统的，迭代的程序来设置入口条件。平均流数据的验证表明模拟和实验之间具有良好的一致性，这使人们相信LES数据可用于丰富具有近壁结果和湍流统计的实验。我们还讨论了一些平均流的特点，以及它们如何随速度比，包括壁浓度，反向旋转的涡对，和孔内速度。
2019-10-01 physics.flu-dyn
Supersonic jet dynamics from two-cavitation-bubble interactions: acceleration, tip fragmentation and penetration
Harbin Engineering University（哈尔滨工程大学）
本研究通过实验和数值方法探讨了双空化气泡相互作用产生的喷射动力学，揭示了不同喷射模式的形成机制及其在生物医学中的应用潜力。
2026-01-08 physics.flu-dyn
Experimental investigation of free jets through supersonic nozzles
在本文中，我们报告的实验研究，以改善形状的超音速喷嘴稀薄流产生高的轴向密度在延长距离喷嘴。所报道的工作对于需要高中心线密度和窄射流轮廓的分子射流/束应用是重要的。我们调查的抛物线喷嘴的轮廓是使用虚拟源模型的自由膨胀，并比较其性能与一组具有不同的锥角的锥形喷嘴，使用模拟以及实验。所有喷嘴都是使用ABS通过增材制造制成的，并且发现性能令人满意。轴向密度和横向扩展的射流测量使用皮托管组件。通过建立音速喷管的数学模型和经验模型，对稀薄流皮托管的精度和操作极限进行了定量分析。研究表明，抛物线喷管的性能与圆锥喷管相当或略好。此外，抛物线型线可用于优化各种长度的锥形喷嘴的开口角。
2022-12-01 physics.atm-clus physics.flu-dyn
A Comparison of Low and high-Order Methods for the Simulation of Supersonic Jet Flows
本文比较了二阶有限差分与高阶间断伽辽金方法在超声速射流大涡模拟中的表现，发现在相同自由度下高阶方法速度脉动更小且更接近实验数据，并指出后续应改进射流入口边界条件。
2025-09-22 cs.DC physics.comp-ph physics.flu-dyn
On the origin of impinging tones at low supersonic flow
冲击可压缩射流可能会导致耳聋和材料疲劳，由于巨大的音调噪音。人们普遍认为，一个类似于尖叫反馈回路的反馈机制负责撞击音。循环的结束仍然不清楚。文献中的一个假设是用涡流和壁的直接相互作用来解释发出的声音。其他的解释则将远距离震动振荡称为音调的起源。使用直接数值模拟（DNS），我们能够确定的来源机制与喷嘴压力比（NPR）为2.15和板的距离为5直径的膨胀冲击射流。我们发现两种不同类型的相互作用的涡流和冲击负责的冲击音的产生。它们与尖叫无关。
2016-04-19 physics.flu-dyn
A data-driven approach to guide supersonic impinging jet control
提出基于动态模态分解降阶模型的数据驱动框架，通过快照投影与时域演化确定超声速冲击射流的强迫感受性，并验证了其在渐近反馈共振和关键事件时间局部行为控制中的有效性。
2023-09-11 physics.flu-dyn
Supersonic Air Flow due to Solid-Liquid Impact
由于冲击腔的塌陷，固体物体冲击液体产生液体射流。使用可视化实验与烟雾颗粒和多尺度模拟，我们表明，此外，高速空气射流被推出的空腔。尽管冲击速度仅为1 m/s，但当空腔直径略大于1 mm时，该空气射流已经达到\emph{supersonic}速度。空气流的结构与通过喷嘴的可压缩流的结构非常相似--关键的区别在于这里的“喷嘴”是一个随着时间迅速收缩的\emph{liquid}空腔。
2010-01-21 physics.ao-ph physics.flu-dyn
Re-orienting the Turbulent flow over an Inclined Cylinder of Finite Aspect ratio
实验研究了后掠圆柱体周围的湍流流动，使用一个或两个小的扫掠射流，这些射流与表面相切并与圆柱体的轴线正交，从而产生克服对称平面的自然回复力的偏航力矩。从积分力平衡数据可以看出，用这种方式可以产生大的偏航力矩系数，其结果可以用于加油杆的定向和姿态控制，从而避免了目前在空军加油机上使用的H形操纵面。利用表面油流显示技术和二维粒子图像测速技术对圆柱体背风面射流与流动的相互作用进行了研究。的相互作用及其结果的敏感性的变化的方位角位置的致动器进行了研究。
2023-01-29 physics.flu-dyn
Large eddy simulation of a supersonic lifted hydrogen flame with sparse-Lagrangian multiple mapping conditioning approach
采用多重映射条件化/大涡模拟（MMC-LES）方法模拟了超声速氢射流火焰，研究了激波诱导自燃、激波-火焰相互作用、火焰稳定性和有限速率化学效应等问题。该模型准确地再现了激波和膨胀波、激波-反应相互作用和整体火焰特性。将不同位置的平均轴向速度、平均温度和均方根温度、物种摩尔分数和混合物分数的预测与详细的实验数据进行比较。预测和实验观察到的火焰结构进行了比较，通过散点图的物种摩尔分数和温度对混合物分数。与大多数过去的MMC-LES已被应用于低马赫火焰，在这个超音速火焰的情况下，压力功和粘性加热包括在随机FDF方程。分析表明，压力功在自燃诱导和火焰稳定中起着重要作用，而粘性加热仅在剪切层中显着（但与压力功相比仍然可以忽略不计）。通过对典型燃料和氧化剂颗粒的轨迹分析，提取了颗粒随局部气体动力学的演化信息。颗粒间歇性地进入熄灭区，并可能在激波、膨胀波和粘性加热的作用下偏离完全燃烧或混合线。拉格朗日粒子的化学爆炸模式分析表明，温度，H和OH自由基的贡献占主导地位的CEM分别在中央燃料射流，富燃料和贫燃料侧。明显的颗粒Damköhler数首先发生在燃料射流/同向流剪切层，在第一个激波交点处增强，并在火焰稳定点附近达到峰值。
2021-06-08 physics.flu-dyn
Internal Aerodynamics of Supersonic Crossflows with Transverse Liquid Injection
本研究实验探究马赫数2.1超声速横流中横向液体喷射的内部空气动力学，对比单喷射与串联喷射（间距8mm）在不同质量流量下的特性，揭示射流破碎、激波反射规律及流动结构影响。
2025-02-13 physics.flu-dyn
Flow characterization of supersonic gas jets: Experiments and Simulations
在目前的工作中，我们报告了一个实验装置，已开发的特点高度欠膨胀氦和氮射流限制在真空室。研究了氦、氮射流的静区演化规律，发现氦、氮射流静区的实验测量值与经验关系式和数学模型相吻合。ZOS内的射流速度是使用开发的飞行时间（TOF）探头测量的，而不使用撇渣器。与基于撇油器的方法相比，我们能够测量气体射流本身的速度，该方法测量在撇油器之后进一步膨胀的气体的速度。此外，该方法不受撇取器干扰和校准的影响，我们观察到氦的测量速度小于终极速度。这可归因于喷嘴几何形状可能导致的损失。使用可用的DS 2V代码进行模拟。实验观察到的ZOS内的射流速度与模拟值进行了比较，并发现在实验的不确定性内是一致的。
2021-07-14 physics.atm-clus physics.flu-dyn physics.ins-det
Characterization of Supersonic Jet and Shock Wave with High-Resolution Quantitative Schlieren Imaging
本文提出一种分辨率约4.6微米的高分辨率定量纹影成像系统，通过解耦灵敏度与分辨率，实现对亚毫米喷嘴超声速射流及刀片诱导激波的精细密度梯度测量，为激光尾波场加速和AnaBHEL实验等激光等离子体应用提供关键参数支持。
2024-11-21 physics.flu-dyn physics.optics
Spectral dynamics of natural and forced supersonic twin-rectangular jet flow
本研究利用谱模态分解分析自然与受迫超声速双矩形射流，发现反对称啸音模态，并通过对称强迫消除啸音，揭示G-JM仅反对称传播的机理。
2025-01-18 nlin.CD physics.flu-dyn
Investigation of Aeroacoustics and In-flight Particle Transport in Thermal Spray Supersonic Jets
Concordia University（康考迪亚大学）
本文通过分析与数值方法结合，研究热喷涂超音速喷射中气动声学与飞行粒子传输，揭示操作条件变化对喷射不稳定性及混合的影响，并提出非侵入式监测与控制方法。
2026-03-04 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Receptivity of a supersonic jet due to acoustic excitations near the nozzle lip
本文针对超声速射流喷管唇口附近声激励的感受性问题，建立解析模型，通过Wiener-Hopf技术等推导不稳定波色散关系与传递函数，提出改进的啸声频率预测模型，与实验数据吻合度更优。
2024-05-16 math-ph math.MP physics.flu-dyn
Large eddy simulation of a supersonic lifted hydrogen flame with perfectly stirred reactor model
采用大涡模拟和完全搅拌反应器模型（LES-PSR）对高焓流动条件下的超声速燃烧进行了数值模拟。PSR模型考虑了粘性加热和可压缩性对热化学状态的影响，通过修正化学源项作为过程变量，并将绝对焓作为控制变量用于查表。首先通过对粘性加热和压缩效应的先验分析进行了验证。采用LES-PSR方法模拟了超声速污染同向射流稳定的氢气自燃火焰。结果表明，该方法准确地捕捉到了激波结构、火焰整体特性、火焰-激波相互作用和离地高度。速度和混合分数的统计与实验数据的良好协议进行了观察。结果还表明，LES-PSR模型可以很好地预测火焰诱导区和稳定区的平均温度和主要组分的摩尔分数。然而，存在温度RMS的约100 - 150 K的一些预测不足，这可能是由于同向流动射流的富H2/O2燃烧产物中的化学不平衡。分别从诱导区和火焰区的两个探头位置的散点图表明，各自的混合分数空间的火焰结构被捕获。然而，在火焰区的温度和物种的摩尔分数的波动被低估。PSR模型捕捉到了激波诱导的自燃点。这些点是高度不稳定的，在火焰稳定中起着重要作用。它还表明，激烈的反应开始在混合物分数周围的化学计量或贫燃料的值，对应于局部升高的压力（1.5 - 2.0大气压），由于冲击压缩。
2021-03-26 physics.flu-dyn
Simulation of Non-Premixed, Supersonic Combustion using the Discontinuous Galerkin Method on Fully Unstructured Grids
本研究使用保结构DG方法在完全非结构化网格上模拟超音速横向流中的反应氢射流，发现DG(p=2)解与实验吻合，并验证了该方法处理复杂几何与物理问题的潜力。
2025-08-11 physics.comp-ph physics.flu-dyn
Plasma-based Control of Supersonic Nozzle Flow
通过隐式大涡模拟得到的拟序结构，阐明了局部电弧灯丝等离子体激励器（LAFPA）控制马赫数为1.3的理想扩张喷管流动时得到的流动结构。计算重现最近在俄亥俄州立大学的实验观察，影响声学和混合特性的射流。八个致动器被放置在围绕喷嘴出口的周边的轴环上，并且被选择性地激励以产生各种模式，包括第一和第二混合模式（m = +/-1和m = +/-2）和轴对称模式（m = 0）。在此流体动力学视频http：//ecommons.library.cornell.edu/bitstream/1813/13723/2/Alljoinedtotalwithmodetextlong 2-Datta%20MPEG-1.m1v，http：//ecommons.library.cornell.edu/bitstream/1813/13723/3/Alljoinedtotalwithmodetextlong 2-Datta%20MPEG-2.m2v}中，显示了非稳态和相位平均量，以帮助理解与在首选列模式频率（Strouhal数0.3）下激发的m = +/- 1和m = 0模式相关的涡流动力学。两者的非定常流动都包含着广泛的相干特征。对于m = +/- 1，相平均流揭示了连续的扭曲椭圆涡环的产生，其轴在扑翼平面中，但在射流轴的两侧交替。这就产生了一个结构链，其中每一个结构都在一边与它的前身相互作用，在另一边与它的后继…
2009-09-28 physics.flu-dyn
Supersonic jet impingement on concave surfaces
Technion（以色列理工学院）
本文通过数值模拟与理论分析，明确了超声速射流撞击凹面时螺旋与轴对称啸叫的不同频率选择机制，证实壁面曲率可有效控制啸叫振幅与表面载荷。
2026-08-04 physics.app-ph physics.comp-ph physics.flu-dyn
Assessment of Pressure Based Solver in Resolving Complex Shock Wave Phenomenon
本研究评估了基于压力的求解器在解析轴对称超音速射流啸叫模态分级等复杂激波现象中的表现，发现其在极弱马赫数下存在局限性，需进一步研究。
2023-11-18 physics.flu-dyn
On the Application of Gradient Based Reconstruction for Flow Simulations on Generalized Curvilinear and Dynamic Mesh Domains
具有实际意义的精确高速流动模拟需要具有高分辨率特性的数值方法。本文对Chamarthi（2022）[1]提出的高精度基于递归的重构和$α$ -阻尼格式进行了扩展和演示，用于模拟具有自由度保持特性的广义曲线和动网格域中的高速流动。在本文的第一部分中，详细介绍了广义曲线坐标框架内的算法，重点是演示通过静态和动态网格测试用例。它已被证明，无论是理论上和通过使用的测试情况下，保守的度量，包括他们的插值细胞接口，必须使用一个中心的计划，这是一致的无粘通量算法，以实现freesthetic保存属性进行数值计算。本文的第二部分说明了该算法在模拟超声速射流尖叫的有效性，显示其捕获尖叫音的能力，并准确地描述了马赫数为1.35的欠膨胀超声速射流的非定常横向扑动模式，与WENO-Z格式相比，该格式在相同的网格分辨率下不能做到这一点。在本文的最后一部分，并行化的GPU架构上的计划进行了演示和性能指标进行评估。对于网格分辨率为1300万个单元的超音速喷流噪声情况，实现了超过$200 \times$（与单核CPU相比）的显著加速，并且每次模拟的模拟完成时间减少到34.5小时。
2023-03-19 physics.flu-dyn
Numerical Analysis of Pure and Blended Fuel Sonic Jets in a Mach 2 Crossflow
本文利用高保真LES在统一动量通量比下研究马赫2横向流中十种纯燃料及混合燃料声速射流，揭示热物理性质对迎风混合层和相干结构演化的影响。
2025-05-15 physics.flu-dyn
Experimental investigation of the turbulent Schmidt number in supersonic film cooling with shock interaction
利用高速粒子图像测速技术对冲击波与超音速氦气冷却膜的相互作用进行了实验研究。将层流氦射流切向喷入自由流马赫数为$Ma_\infty=2.45$的紊流空气自由流中。氦冷却膜以总温度比$T_{0,i}/T_{0,\infty}=0.75$的马赫数$Ma_i=1.30$注入。偏转$β=8°$产生冲击冷却膜的冲击。考虑了激波干扰情况和无激波干扰的参考情况。测量了氦气质量分数的波动，定性地确定了湍流质量通量和湍流施密特数。为了进行比较，使用了可比较流动配置的大涡模拟（LES）结果。流向和壁面法向湍流质量通量与LES数据定性一致。湍流的施密特数与1有很大的不同。无激波干扰时，湍流Schmidt数在$0.5 \leq Sc_t \leq 1.5$范围内，与文献值一致。在激波相互作用下，湍流施密特数在激波相互作用附近剧烈变化。因此，实验结果证实了数值数据，表明在超音速气膜冷却流中湍流施密特数大幅度变化，即，在没有激波干扰和有激波干扰的情况下，紊流施密特数恒定的标准假设都是无效的。
2019-11-05 physics.flu-dyn
Shock and shear layer interaction in a confined supersonic cavity flow
本文用分离涡模拟方法研究了超声速空腔流动中不同强度的激波对自由剪切层的冲击。使用非定常统计，$x-t$图，频谱分析和模态分解的不同情况下，得到的时空变化进行了分析。在自由飞行马赫数为$M_\infty = 1.71$时，长深比为$[L/D]=2$的空泡被认为是在受限通道中。冲击波强度是通过改变顶壁上的斜坡角（$θ$）来控制的。冲击波的静压比（$p_2/p_1$）用于量化冲击波强度。通过改变压比，研究了五种不同的冲击波强度：$1.0,1.2,1.5,1.7$和$2.0$。当压力比从1.0增加到2.0时，由于冲击载荷，空腔壁经受25%的最大压力。在[ $p_2/p_1]=1.5$]处，基本流体模式或对应于$n=1$模式的Rossiter频率消失，而对应于更高模式（$n=2$和$4$）的频率共振。来自腔内纵向反射的波前与来自激波剪切层相互作用的横向扰动的相互作用被确定为驱动强共振行为。由于在$[p_2/p_1]=2.0$的受限通道内的马赫反射，激波空腔共振消失。在此基础上，提出了在封闭超音速附壁射流构型中利用激波约束空腔流作为被动流动控制或射流装置的设想。
2021-04-16 physics.flu-dyn
Gas-liquid stratified MHD flows in inclined rectangular ducts
Tel Aviv University（特拉维夫大学）；Soreq NRC（索雷克国家研究中心）
本研究通过解析与数值方法，分析了倾斜矩形管道中垂直磁场下的气液分层MHD流动，揭示了倾斜、壁面电导率与电磁力对持液率、压力梯度及泵送需求的复杂影响。
2026-09-14 physics.flu-dyn
Standing shock prevents propagation of sparks in supersonic explosive flows
火山喷流在爆炸性喷发中发出射频信号，表明其流体动力学和静电条件。这些放射物来自于由喷出的带电火山粒子形成的电场支持的火花。当冲击波定义的低压区域限制火花时，签名可能仅限于对应于雪崩流光领导人层次结构的早期组件的高频内容。在这里，我们的形象火花和一个站立的冲击一起在一个短暂的超音速射流的微型金刚石夹带在氩气。实验的流体动力学和动力学模拟表明，观察到的火花起源于上游的驻波。火花在稀疏区产生，并在冲击时被切断，这将把它们的射频发射限制在一个能说明问题的高频区域。我们表明，火花传输的爆炸流的印象，并开辟了新的仪器来诊断目前无法访问的爆炸现象的方式。
2022-01-21 physics.ao-ph physics.flu-dyn physics.geo-ph
