槽流的亚临界转捩与局地湍流

在中低雷诺数时,处于线性稳定的槽道流若受到强扰动可发生亚临界转捩变为湍流。近年人们对该类转捩机理的研究取得重要进展。对于平板泊肃叶流,亚临界转捩之初是稀疏湍流态,其特征结构是远间隔的包含小尺度涡和高低速条带的大尺度的湍流带,可倾斜伸长。该阶段的湍流占比有上限但并非雷诺数的单值函数。随着雷诺数的增加转捩进入平衡局地湍流态,即存在统计定常态,其湍流占比是雷诺数单值函数,可由定向逾渗模型描述。进一步增加雷诺数,湍流带的分裂愈发频繁,最终流场会布满湍流带,在更高的雷诺数时变为均匀湍流。论文概述了为比拟亚临界转捩过程所提出的动力学模型,以及为定量表征管流、平板库艾特流和平板泊肃叶流转捩过程的相似性所提出的局地稳定性参数,并在最后对槽道流亚临界转捩研究的发展做了简要展望。     

CKDO一方程模型计算高超声速横流转捩

高超声速横流转捩集湍流-激波作用、可压缩、横流、转捩等难题于一身，基于雷诺平均N-S方程（RANS）的转捩建模是一项挑战。本文采用CKDO-tran计算高超声速横流转捩的经典标模—HIFiRE-5，分可压缩性效应、雷诺数效应和迎角效应进行评估，发现：不考虑可压缩效应的KDO-tran模型无法给出准确的预测，而不引入特定转捩机理，CKDO-tran仍然可以预测一系列雷诺数工况的高超声速横流转捩。迎角0°时，CKDO-tran可以较好地预测出双肺叶转捩图像，迎角为4°时，CKDO-tran产生的转捩线提前，但给出了与实验相似的转捩图像，具有进一步开发的潜力。对4°工况进行来流湍流度敏感性的研究发现，随着来流湍流度减小，CKDO-tran产生的转捩线逐渐后移，并且转捩图像与实验的相似性逐渐减弱直至消失。通过对迎角效应进行的分析，推测出来流-激波相互作用的建模是消除迎角效应的关键。     

简化三方程转捩模型在高超声速流动中的应用

在雷诺平均方法的基础上,通过耦合k_(-ω)SST湍流模型和间歇因子转捩模型,引入湍流模型和转捩模型的可压缩修正方法,对高超声速平板、双楔、尖锥三类模型边界层转捩流动开展了数值模拟研究。与实验结果的对比分析表明基于压力梯度表征参数T_w=R_(TΩ/ω)的简化三方程转捩模型,能够准确捕捉高超声速平板边界层流动的转捩起始位置、转捩区域长度以及湍流区壁面热流。而对于双楔、尖锥模型,改进前的简化三方程转捩模型由于受到流动可压缩效应的影响,边界层转捩后湍流区的壁面热流模拟预测结果明显高于实验值。在添加模型可压缩修正方法后,转捩区域长度和湍流区壁面热流模拟结果得到有效改善,与实验值吻合较好。可见,简化三方程转捩模型在添加可压缩修正方法后具备准确模拟预测高超声速边界层流动转捩的潜力。     

噪声对边界层转捩的影响

风洞流场的噪声和湍流度是影响层流边层转捩实验结果的两个重要因素。本文通过实验初步研究了噪声对转捩的影响，实验包括：输入声影响和风洞流场的噪声。结果表明，声频和声压在数值上都存在敏感区；风洞噪声是宽带噪声，以低频为主（至少低速风洞是如此），这对层流边界层转捩有重要作用；风洞噪声会随风速加大而增高，在稳定段用栅格改变湍流度时，实验流场的噪声会随湍流度升高而增加。     

高超声速钝楔边界层转捩大涡模拟

 以五阶迎风和八阶对称格式混合差分格式求解三维可压缩滤波Navier-Stokes方程，对来流Mach数为6.0、半锥角5°的高超声速空间发展钝楔边界层转捩至完全湍流进行了大涡模拟。时间推进采用紧致存储三阶Runge-Kutta方法，亚格子尺度模型为Driest因子修正的Smagorinsky涡黏性模型。通过定常流场入口边界附近吹／吸引入不稳定扰动斜波的方法数值模拟得到了层流失稳转捩直至完全湍流的空间发展全过程。对扰动的线性、非线性增长以及湍流斑的形成和发展进行了分析，给出了转捩及完全湍流下的速度相关量统计并与实验、DNS结果进行了对比分析，计算结果与理论及实验吻合。     

不可压壁湍流中基本相干结构

条带和流向涡作为壁湍流中的两类基本相干结构,对于理解壁湍流的生成演化具有重要意义。本文首先回顾了充分发展不可压壁湍流中,这两类基本相干结构从近壁区到远壁区、从低雷诺数到高雷诺数的发现、发展历程,并着重点论述其自相似和自维持的两个核心特征。然后,进一步讨论基于湍流自维持过程发现的一系列精确相干态,从N-S方程不变解的角度精确地描述了条带和流向涡构成的自维持单元。精确相干态同时具有自维持和自相似特征,且维度更低,构成了充分发展壁湍流的骨架,为采用动力系统理论研究壁湍流奠定了基础。近些年,精确相干态在解释亚临界转捩方面也获得了较大成功,为转捩的研究提供了新的视角,有望从动力系统角度关联湍流与转捩两个经典问题。     

对Klebanoff型转捩点实验测定方法的初步研究

近年来对边界层转捩的实验研究取得了许多进展,并已验证了最初的二维Tollmien Schlichting（T-S）波可以由不同的途径引起转捩。各种途径的区别在于叠加在二维T-S波上的三维扰动沿展向的不同分布。所谓Klebanoff型转捩是最常见到的一种型     

平板湍流转捩过程中Λ涡和环状涡的周围流场研究

采用高精度湍流直接数值模拟技术,对平板流动转捩过程中的涡系结构,尤其是Λ涡和环状涡附近的流场进行了详细的研究.高分辨率的数值模拟给出了实验手段无法得到的全流场信息,以及雷诺平均纳维斯托克斯方程方法(RANS)无法给出的精细涡结构信息.数值模拟在精确捕捉Λ涡和环状涡等转捩过程中典型涡系结构、上喷和下扫等典型流动现象的同时,发现了一些与传统认识所不同的现象:1)Λ涡并不是当地涡量集中的地方;2)环状涡的附近存在一个速度显著大于远场来流速度的区域.这些现象对传统湍流转捩理论提出了挑战,并引发人们对湍流生成与维持机理的进一步研究.     

非平行边界层C型失稳的非线性演化(英文)

提出用抛物化稳定性方程(PSE)新方法,研究非平行边界层从层流向湍流转捩的C型失稳的演化过程,特别是非线性演化问题。研究了至关重要的初始条件,包括各扰动谐波的初始解、初始站均流变形的模拟、以及通过对线性 PSE 的求解获得 TS波和C型亚谐扰动的初始站值等。发展了高精度的数值方法,满足PSE的关键性正规化条件,实现非线性抛物化稳定性方程的有效求解和稳定推进。算例展示了Blasius边界层的C型失稳的非线性演化过程,与典型实验结果相吻合。     

湍流度对边界层转捩测量的影响

通过实验研究了气流湍流度对边界层转捩各种测量方法的影响,指出:随机信号均方根值法是检测边界层转捩较有效的方法。在转捩过程中随机信号均方根值变化较大且稳定。此外还研究了气流湍流度和不同频率的声波扰动对转捩区速度脉动均方根值分布的影响,指出:存在最大脉动均方根值,其位置在0.2δ高度附近,且不受湍流度和声波扰动影响。     

来流湍流度对超高负荷低压涡轮附面层流动控制手段的影响

实验研究了表面粗糙度耦合上游尾迹的流动控制技术,分析了来流湍流度（FSTI）在流动控制过程中对叶片吸力面附面层分离、转捩特性的影响.实验发现:在速度峰值点至分离点之间布置粗糙高度与弦长之比为1.05×10-4的粗糙条带可以在来流湍流度为0.4%与2.2%的低雷诺数范围内降低叶型损失.在雷诺数为85000的状态下,FSTI影响了尾迹通过区、尾迹诱导转捩区及自然转捩区的附面层动量厚度,造成了叶型损失的差异,但FSTI对抑制区的影响较小.      

超声速混合层转捩过程实验研究的进展

超声速湍流机理的实验研究是一件十分困难的工作.在2000年以来,本研究小组在低噪声超声速混合层风洞研究、超声速流动精细结构测量技术研究方面取得了重要进展,这给超声速混合层湍流精细结构的研究奠定了基础.为了研究超声速混合层及其气动光学问题,在研制的超声速混合层风洞中,主要以基于纳米技术的平面激光散射技术(Nano-trace Planar Laser Scattering,简称NPLS)为基础,研究了几种对流马赫数的超声速混合层从层流到湍流转捩过程K-H不稳定涡的空间结构,以及K-H不稳定涡的空间结构随着时间的发展过程.实验结果清晰地反映了湍流混合的不稳定性与转捩的精细结构,以及转捩过程的展向精细结构.     

DNS/LES方法在剪切湍流模拟中的应用

提出采用DNS/LES混合方法进行自由剪切类混合流动湍流研究,该方法兼顾了直接数值模拟(DNS)方法在转捩线性范围内的高精确度模拟和大涡模拟(LES)方法在转捩非线性及全湍流区的高效模拟两方面优点,通过对低对流Mach数流场计算表明该方法可以较好地模拟流场的转捩过程.同时,文中还对比实验分析了湍流场对光学传输效应的影响,给出了与实验一致的结论.     

高超声速锥柱裙模型边界层转捩的弹道靶实验

为研究高超声速边界层转捩现象、给边界层计算提供可靠的对比数据,在中国空气动力研究与发展中心趟高速弹道靶上开展了锥柱裙模型高超声速边界层转捩的自由飞实验。所采用的锥柱裙模型全长105mm,飞行速度1．94km／s（Ma=5．65）,单位雷诺数4．32×10^7～1．20×10^8m-1。使用激光阴影成像技术,获得了锥柱裙模型边界层转捩和湍流边界层发展的图像,测得的湍流边界层厚度在0．6～2．2mm之间,湍流涡的流向尺寸与边界层厚度的比值介于0．3～0．8之间且沿流向呈下降趋势。实验结果表明：弹道靶实验能够获得给定飞行环境下的高超声速边界层转捩图像,从图像中可以清晰判断转捩位置或区域、测量边界层厚度和分析湍流涡的尺寸。     

再入飞行器尾迹流场及其雷达散射效应研究

对再入飞行器等离子体尾迹及其雷达散射特性进行了分析、研究和大量的计算。讨论了物形、流场各因素对尾迹雷达散射截面的影响。流场计算使用准一维粘性尾迹方程，以修正基尔方法（多值法）求解，用一阶Ｂｏｒｎ近似完成亚密雷达散射截面（ＲＣＳ）计算。计算中使用８组元混合空气、１４个非平衡化学反应模型，考虑５种不同尺度的小钝头锥形物体，沿再入轨道取６５至３４公里，共１３个高程的飞行条件。通过计算得到了再入体尾迹各流场参数、电子密度分布及湍流亚密尾迹的ＲＣＳ。结果说明再入钝锥细长体粘性尾迹的转捩特性对于等离子体的散射性质具有决定性的作用；再入弹头尾迹等离子体对地面单站雷达发射波的回波主要来源于尾迹湍流亚密的非相干散射；对确定的波长，当环境雷诺数达到临界值之后，可能出现ＲＣＳ的突增现象；不同物形及来流条件造成尾迹转捩位置的改变，从而影响ＲＣＳ的数值及其沿轨道的分布；改变尾迹颈部初值会引起ＲＣＳ值的明显变化。     

基于γ-Reθt转捩模型的翼型气动特性计算精度改进研究

将结合SSTk-ω湍流模型的γ-Reθt转捩模型与二维雷诺平均NS（RANS）方程数值求解相耦合,发展了考虑转捩影响的翼型气动特性计算方法。得到的计算结果与没有考虑转捩影响的计算结果的比较表明,与实验更加吻合,计算精度得到了明显提高。     

粗糙元诱导的高超声速转捩机理及应用

采用直接数值模拟（DNS）方法细致刻画了不同类型粗糙元诱导的高超声速边界层从层流到湍流的转捩过程,从拓扑结构稳定性和边界层流动稳定性两个角度分析了不同类型粗糙元诱导转捩的机理。通过对不同类型粗糙元诱导转捩机理的研究,设计了一种对齿型粗糙元,其具有小尺度、低摩阻、低热流、诱导转捩能力强的特点。研究发现不同类型的粗糙元底部区域均存在鞍点-结点-鞍点（SNS）型轨线,在扰动的作用下其会形成非定常、非对称的振荡结构。同时针对斜坡型以及对齿型粗糙元的工程应用开展了研究,验证了不同类型粗糙元诱导转捩的机理,为强制转捩装置设计提供了基础理论支撑。     

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。     

钝头双锥喷流致冷流场结构及密度脉动特性

采用大涡模拟方法对钝头双锥喷流致冷流场开展了数值模拟,研究了超声速喷流混合流场结构特征及密度脉动特性。大涡模拟方法基于隐式亚格子模型,空间离散采用高精度通量限制型紧致格式,时间推进采用显式Runger-Kutta方法。数值模拟清晰地捕捉到了流场波系结构,精细地预测了流动发生失稳、转捩以及发展为充分发展湍流的物理过程,直接获得了流场密度脉动特性。通过有、无喷流状态对称面流场的对比,发现超声速喷流能够有效冷却光学窗口;喷流与主流形成的混合层不稳定,很快发生失稳和转捩,形成大尺度湍流结构,进而引起强烈的密度脉动。此外,获得了钝头双锥整体模型喷流致冷流场的空间发展形态特征。      

射流边界中基波与亚谐波相互作用的实验研究

采用外加纵向双频声激励方法，以热线测量为手段，对低速、均质、轴对称射流剪切层的K－H不稳定波与其亚谐波的相位差、对两波非线性相互作用的影响进行了实验研究。结果表明，相位差的不同使非线性相互作用中的亚谐波的空间演化不同。尤其是存在一个很窄的相位差范围，落入其中的相位差使亚谐共振（亚谐波与基波的非线性相互作用的一个特定阶段）显著减弱，这与Monkewitz的理论分析定性一致；而且，相位差对非线性相互作用的影响，随着基波初始强度的增大和亚谐波初始强度的减小而趋于消退。