高超声速边界层的转捩问题

取40km高空处的气体参数,对来流马赫数为8、10和12等三种不同情况的平板边界层和楔角为20°的楔型体边界层,做了转捩发生位置的预测。所用方法为改进的eN方法。结果发现,壁面条件对是第一还是第二模态波决定转捩位置有很大关系。如对于传统的eN方法,如果取N为10作为转捩判断标准,对马赫数为12的楔体边界层,等温壁条件下由第二模态波决定的转捩位置距前缘13m左右,而平板边界层中两模态波所决定的转捩位置距前缘均超过50m。而采用改进的eN方法,平板边界层中两模态波所决定的转捩位置距前缘均超过10m,而对马赫数为12的楔体边界层,两模态波所决定的转捩位置距前缘均出现小于5m的情况。     

热化学非平衡高超声速平板边界层线性稳定性分析

高超声速边界层流动转捩是近期空气动力学研究的热点问题。对于环境扰动较小的自然转捩过程,稳定性分析已被证明是研究扰动演化的重要手段。另一方面,高超声速边界层内的温度会随着马赫数的升高而快速上升,极高的温度会引起所谓的高温真实气体效应,使得量热完全气体假设失效,从而对边界层稳定性和转捩产生影响。本文针对高温热化学非平衡气体,利用空气5组分模型开展了平板边界层的线性稳定性分析,重点研究了热化学过程对模态稳定性的影响,并探究了边界层离散谱模态的演化和同步过程。研究表明,对于由第二模态主导的高超声速二维边界层:(1)扰动相比基本流更趋向于热化学冻结态;(2)扰动方程中新出现的非平衡源项的扰动项对稳定性影响很小,非平衡过程主要是通过改变基本流剖面来间接影响稳定性;(3)声速是影响第二及更高模态的重要参数,热化学平衡态假设引起的声速计算式的变化能够解释边界层温度和厚度降低时第二模态频率反而降低的非常规趋势。     

凹型粗糙元对边界层稳定性的影响

为了能够利用eN方法对带有凹型粗糙元的平板边界层进行转捩预测.通过数值模拟和流动稳定性的方法研究了马赫数为4.5的超声速边界层中凹型粗糙元对扰动演化的影响.对两种尺度的凹型粗糙元下扰动沿流向的幅值和增长率分布进行了计算.结果表明:凹型粗糙元对基本流的影响只是局限在凹型粗糙元及其附近很小的范围内.凹型粗糙元对扰动幅值的演化有抑制作用,尺度越大抑制作用越明显.在凹型粗糙元的后面,凹型粗糙元对扰动幅值的增长率的影响很小,相对变化量在2%以内.验证了对壁面有凹型粗糙元的情况,可以通过流动稳定性分析加N值修正的方法进行转捩预测.      

机翼边界层的横流稳定性分析和转捩预测

通过求解经典O-S方程(LST)、扩展的O-S方程(EOS)和线性抛物化稳定性方程(LPSE),对展向无限长、后掠角25°、迎角0°、来流Mach数0.8、单位Reynolds数6.79×106/m的机翼边界层进行了稳定性分析,结合eN方法进行了转捩预测。研究发现无限长后掠机翼在(x,ω)平面上的中性曲线没有下支,在(x,β)平面上的中性曲线呈反拇指的形状,横流不稳定性在机翼前缘占主导作用。当外界扰动进入边界层后,幅值将被直接放大,对于频率相同的扰动,首先是展向波数β大的增长起来,演化到一定位置开始衰减,然后是展向波数β小的逐渐增长起来,并且增长的指数N逐步超过波数大的扰动。转捩在机翼前缘完成,引起转捩的扰动波的展向波长约为2mm。     

平板边界层中展向波包型扰动引起的转捩

过去在平板边界层转捩及湍流的研究中,主要考虑的扰动在展向是均匀分布的,这样有利于研究,但在实际问题中扰动形式是多样的,边界层可能是三维的,扰动在展向是不均匀的。对于以往研究的扰动来说,三维平板边界层中的展向非均匀扰动是比较复杂的扰动形式,更接近自然转捩,因此研究这种扰动引起的转捩和湍流具有重要的实际意义。基于此,针对平板边界层,控制方程为无量纲化的Navier-Stokes扰动方程,时间上采用三阶精度的差分格式,空间上展向采用伪谱方法,流向和法向采用高阶精度差分格式,应用数值模拟的方法研究了小幅值和有限幅值展向波包两种情况。通过数值模拟和线性稳定性理论分析小幅值波包的演化,得到了小幅值波包的演化符合线性稳定性理论(LST);分析了有限幅值的展向波包型扰动引起的转捩和湍流,描述了物理空间和谱空间中波包型扰动的演化特征;同时针对不同展向位置进行分析,结果表明不同展向位置的转捩位置不同,但转捩过程和特征是类似的。     

用主动柔顺壁运动控制边界层转捩

应用主动柔顺壁运动抑制平板边界层内扰动的增长和推迟边界层转捩的实验研究结果表明,边界转捩过程中的扰动即使已发展到非线性阶段,也能被主动柔顺壁的运动所控制。通过控制柔顺壁下方空腔内的输入声激励强度所产生的控制扰动,可以明显地抑制边界层内扰动的非线性增长率和推迟边界层转捩过程。改变控制扰动与初始扰动间的相位差,对于二维初始扰动,可以明显地提前和推迟边界层转捩过程,但对三维初始扰动,发迹相位差对边界层转     

壁面小折角对马赫数4.5边界层中扰动演化的影响

为了利用e N方法预测带小折角平板边界层的转捩,采用数值模拟和流动稳定性方法研究来流马赫数为4.5,扩张角和压缩角分别为1°、2°、3°的高超声速边界层中扰动的演化,得到不同角度下不同频率的扰动波沿流向的幅值及增长率分布。并对工程中常用的预测带小折角平板转捩位置的e N方法进行验证分析,指出采用e N方法预测带小折角平板转捩时需要对N值进行修正的概念。     

边界层转捩预测中的局部散射理论

随着航空航天技术的发展,工程上对转捩预测精度的要求越来越高。由于飞行器表面经常出现如粗糙元、台阶、缝隙等局部突变,而传统的基于光滑壁面边界层建立的转捩预测模型已无法满足精度要求。因而,发展考虑壁面突变影响的转捩预测方法有重要的实际意义。对于由边界层中模态扰动的累积所触发的自然转捩,局部突变通过局部感受性与线性模态的局部散射两种机制影响转捩位置,故可以通过在传统eN转捩预测方法的基础上引入这两种机制影响的方法建立新的转捩预测模型。为了量化这两种机制的影响,作者与其合作者们提出了一套通用的理论框架——局部散射理论。该理论框架采用大雷诺数渐近理论与有限雷诺数理论相结合的分析与计算方法,定量刻画局部散射系统的两个特征参数——局部感受性系数与透射系数,以预测在局部突变影响下转捩位置的改变量。文章综述了近年来局部散射理论的研究进展,重点展示了该理论在二维层流边界层中黏性与无黏两种失稳机制下的应用。     

平衡空气模型的流动稳定性及转捩预测

研究高超声速平板边界层考虑真实气体效应的流动稳定性问题.采用7组元化学反应平衡模型,黏度和导热系数采用混合律,同时考虑组元浓度扩散引起的能量传递,在马赫数为10~20、壁面温度为500~3500K、飞行高度为20~30.5km等条件下,对平板边界层流动的稳定性进行了分析,给出了扰动演化相对增长的N值.计算结果表明:高马赫数飞行中不稳定扰动的第3模态将与第2模态合并,共同影响转捩;高温真实气体的流动稳定性特征,随着马赫数、壁面温度、飞行高度变化的基本趋势与完全气体的基本一致;与完全气体相比,真实气体的相对增长N值包络线较小,表明高温真实气体将抑制转捩发生.      

高超声速有攻角锥飞行工况下迎风面波包的演化

飞行工况下由于壁温与来流温度之比较低，Mack模态的不稳定性会得到显著增强，因此Mack模态占主导的有攻角锥迎风面相对侧面可能会提前转捩。本文采用高分辨率直接数值模拟研究了高超声速有攻角锥在飞行工况下迎风面Mack模态的演化规律，Mack模态由迎风中心线附近的一个短时局部壁面吹吸激发。波包的空间分布和不同模态幅值沿流向的演化过程表明在有攻角条件下，Mack模态的演化过程与零度攻角锥边界层中的类似，基频共振是Mack模态最可能的转捩形式。     

三种典型翼型边界层稳定性对比分析

为了便于工程上翼型的选取及优化,本文针对三个典型翼型边界层稳定性进行对比分析。首先采用eN方法对翼型SD8020进行转捩预测,并采用萘升华实验法检验数值计算的准确性。再利用该数值方法对比了三种典型翼型上表面的转捩位置、不同弦长雷诺数下的压力系数分布、扰动增长率以及最不稳定扰动波的频率。分析结果表明,在相同弦长雷诺数下,NACA0012最先发生转捩,而NACA64-204和RAE2822都保持着较长的层流区;压力梯度对扰动增长有很大影响;同一翼型随弦长雷诺数增长,转捩点雷诺数变大,而不是工程上常采用的固定值。     

高超声速飞行器前体边界层强制转捩数值模拟

边界层强制转捩是保证超燃冲压发动机进气道正常启动的关键技术之一,k-ω-γ转捩模式是适用于高超声速边界层转捩预测的方法。为研究该方法对边界层强制转捩的预测性能及不同转捩带对边界层强制转捩的影响特征,对原始的k-ω-γ转捩模式进行了壁面温度影响修正,采用修正的k-ω-γ转捩模式对高超声速飞行器进气道前体边界层强制转捩进行数值分析,计算了光滑外形、钻石型转捩带外形和斜坡型转捩带外形在马赫数Ma=6,7条件下的边界层转捩,并与试验结果进行了对比。研究结果表明,修正的k-ω-γ转捩模式对边界层强制转捩具有较好的预测能力,计算得到的转捩起始位置与试验结果基本吻合。两种转捩带强制转捩效果明显,其中:钻石型转捩带产生的扰动强于斜坡型转捩带,且转捩区长度较斜坡型转捩带短;斜坡型转捩带在控制边界层流动分离、减小流动横向溢出效果上优于钻石型转捩带。     

高超声速钝头体边界层转捩试验

为研究高超声钝头体边界层转捩以及头部钝度对转捩的影响,在FD-14和FD-14A两座激波风洞中开展了热流、压力扰动和高速纹影显示等综合测量。试验结果表明,转捩雷诺数关于钝度雷诺数的变化显示出转捩反转的趋势。压力扰动的功率谱密度（PSD）分析结果以流向离散分布云图形式显示,边界层高速纹影图像显示了第二模态波的发展、湍流的生成和熵层对边界层结构的显著影响。大头部钝度带来的强熵梯度熵层流动对边界层压力扰动频谱特性和流动结构影响显著,在转捩反转机理中起到重要作用。此外,马赫数对转捩的影响不容忽视。     

多孔壁面对高速边界层最优增长条带二次失稳的影响规律

边界层转捩是高超声速飞行器设计中的关键基础理论问题。当环境扰动强度较高时，将在模态扰动失稳区上游发生由最优增长条带二次失稳触发的亚临界转捩。为评估多孔壁面在亚临界转捩中的控制效果，以超/高超声速平板边界层流动为研究对象，建立了基于伴随抛物化稳定性方程的优化系统与求解方法。以最优扰动非线性演化形成的三维条带边界层为新的基本流动开展全局稳定性分析，研究表明：多孔壁面对第一模态频率范围内的二次失稳扰动为促进作用，对第二模态频率范围内的二次失稳扰动起抑制作用，并且转折频率接近局部快/慢模态的同步频率，对于工程应用中多孔涂层的布置方案具有一定的指导意义。     

高超声速边界层基频二次失稳条纹结构的稳定性

近年来在高超声速边界层的直接数值模拟和静风洞实验研究中,相继发现了边界层转捩前出现的典型基频模态二次失稳现象,其主要成分为流向条纹结构.全文以高超声速平板边界层为研究对象,采用线性稳定性分析和二次稳定性分析的方法,对边界层内条纹结构的产生机制和无黏稳定性特征进行了研究.结果表明:首次失稳扰动幅值对二次失稳类型有影响.当首次失稳扰动幅值较大时,基频模态占主导,其主要成分为条纹结构,表现为流向涡.该条纹结构存在着多个无黏失稳模态,其中低频模态对应于第一模态在三维边界层内的扩展,高频模态对应于可压缩的第二模态.这一研究成果为进一步开展高超声速边界层转捩机制研究奠定了基础.     

转捩模式与转捩准则预测高超声速边界层流动

对原始的k-ω-γ转捩模式和"层流+转捩准则"模型进行了改进,在2种方法中分别增加了横流模态时间尺度和横流转捩准则用于预测横流失稳诱导转捩。通过对网格预处理可并行计算获得边界层外缘信息以及边界层内横流速度。采用不同雷诺数条件下的0°攻角尖锥以及HIFiRE-5外形对2种方法预测高超声速边界层转捩的性能进行了比较分析。研究结果表明,2种方法均能正确反映高超声速边界层转捩起始位置和转捩区长度随雷诺数的变化趋势,但不能捕捉转捩区热流峰值;"层流+转捩准则"模型计算得到的传热系数在全湍流区较k-ω-γ转捩模式偏高。对于同时存在流向不稳定和横流不稳定的HIFiRE-5外形,改进的k-ω-γ转捩模式和改进的"层流+转捩准则"模型相比于原始的模型均能更加准确地预测中心线两侧横流失稳诱导形成的转捩;对于中心线附近因速度剖面拐点引起的边界层转捩,"层流+转捩准则"模型由于与边界层厚度相关,预测得到的转捩位置较试验结果靠前,k-ω-γ转捩模式与试验结果吻合很好。     

对层流边界层稳定性与转捩的实验研究

本文用可控热脉冲输入临界层的方法研究了平板层流边界层的稳定性与转捩。主要结果说明在扰动增长的初始阶段,即使有三元扰动分量的存在,二元线性理论仍适用。研究还表明次谐波转捩出现在较低的起始扰动水平或较低的雷诺数,所以不论对人工转捩或转捩抑制都是值得注意的现象。     

高超声速进气道钻石型强制转捩装置的转捩准则研究

针对吸气式高超声速前体/进气道外形,利用在Φ600mm脉冲燃烧风洞和Φ0.5m高超声速风洞上获得的边界层转捩试验数据以及CFD流场计算结果,研究了前体边界层强制转捩区域的起始位置及其影响参数。采用回归分析方法,提出了一种适用于常规风洞和脉冲燃烧风洞、能够预测自然转捩和钻石型强制转捩起始位置的转捩准则。这个转捩准则考虑了边界层外沿的马赫数、雷诺数,以及总温/壁温比、来流气体平均分子量、粗糙元高度等影响转捩位置的主要因素;当粗糙元高度为0时,强制转捩准则退化为自然转捩准则。转捩准则成功推广到X-43A进气道风洞试验,预测最大偏差约为进气道全长的13%,可以应用到工程项目的转捩预测中。     

面向层流减阻设计的转捩预测方法研究

发展高效可靠的转捩预测方法是飞行器层流减阻设计的关键。本文针对未来飞行器对层流减阻设计的强烈需求,发展了三种工程实用的转捩预测方法,分别为基于线性稳定性理论的双eN方法、基于流场当地变量的γ-Reθ转捩模型和一种基于动模态分解的DMD/eN转捩预测新方法。通过DLR-F4翼身组合体、镰刀形机翼及NLF0416自然层流翼型转捩预测算例的计算值与实验值对比,验证了所发展的转捩预测方法的正确性。以双eN方法为例,将转捩预测方法与优化方法结合,开展了针对中短程民机的跨声速层流机翼优化设计研究。结果表明,优化机翼相对于基准机翼减阻效果明显,证明了本文发展的转捩预测方法有较强的工程应用价值。     

Breakdown过程长度及其前后边界层名义厚度的变化

采用数值模拟的方法,模拟了平板边界层的转捩过程及发展的湍流,在此基础上,研究了不同初始扰动对转捩持续时间和湍流边界层厚度影响的共性和差异.研究结果表明:在不同的波数情况下,计算得到不同的初始扰动引起的转捩的持续时间不同.在给定基本波数情况下,如果初始扰动在展向不是对称的,那么,它们引起的转捩后平均边界层厚度与转捩起始点处边界层厚度的比值δ_e/δ_b在相当长的时间内表现出相同的增长规律,这一增长规律与所加的初始扰动无关.然而,展向是非对称的表现出不同增长规律.