边界层转捩与压缩拐角分离流动的非定常作用

为了认识激波与转捩边界层之间的相互作用,选取压缩拐角模型为研究对象,在高超声速风洞中开展了激波/转捩边界层干扰试验研究。试验在FD-20炮风洞中进行,试验马赫数为8,雷诺数0.5×107~2×107/m。试验采用了薄膜电阻温度计和常规压力传感器,分别测量压缩拐角周围的热流和压力分布。根据干扰区上下游的边界层流态,将试验分为两部分:层流/湍流干扰和转捩/湍流干扰。对比分析了边界层转捩发生在干扰区时的热流分布、压力分布以及脉动热流的非定常特性。研究结果表明,激波/转捩边界层干扰的热流和压力分布特征,不同于常规的层流干扰和湍流干扰,其介于二者之间。层流/湍流干扰的热流和压力分布特征类似于层流干扰;转捩/湍流干扰的热流和压力分布特征类似于湍流干扰。互双谱分析结果表明,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并增长。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耦合作用。这种耦合作用会诱导出新的频率特征的脉动结构,从而使分离区内的脉动量显著增加。     

激波/平板湍流边界层干扰的数值模拟

采用理性GAO-YONG可压缩湍流模型,模拟了激波/平板湍流边界层干扰现象,结果表明:计算所得到的壁面压力分布、摩阻系数分布和速度型分布均与实验值吻合很好,并且比较准确地预报出了入射斜激波与平板湍流边界层干扰所引起的边界层分离点和再附点等流动特性.由此表明GAO-YONG可压缩湍流模型能够准确地用来模拟激波/平板湍流边界层的干扰流动.      

高超音速湍流分离激波结构不稳定性的实验研究

用铂膜电阻温度计测量了前向台阶诱导激波与湍流边界层相互作用流场中的表面热流率脉动。试验条件是:自由流马赫数为7.8,单位长度雷诺数为3.5×10~7米~(-1)。给出相互作用区平均热流率和脉动热流率分布。结果表明:在激波诱导的高超音速湍流分离流中,激波结构是不稳定的,产生一个间歇区域。在间歇区中,表面平均热流率由未扰动湍流边界层的热流信号和低频高幅热流脉动迭加而成,出现一个极大值。相互作用愈强,愈大,间歇区域愈长。     

基于大涡模拟的压缩拐角激波/边界层干扰研究

为了提高对激波/边界层相互干扰的基本理解,采用大涡模拟(LES)对来流马赫数Ma=2.9,转角为24°的压缩拐角激波与湍流边界层相互干扰进行了研究。采用回收/调节方法作为入口湍流生成技术,并在超声速平板湍流边界层上进行了验证。采用涡识别方法和数值纹影图等流动显示方法,研究了干扰区内激波与边界层相互干扰的结构变化特征。通过对比分析湍动能和雷诺正应力在不同流向位置的分布规律,研究表明:经过激波干扰后湍动能主要集中在边界层的外层,并在拐角附近形成一个低湍动能区;雷诺正应力流向分量和法向分量在边界层内的分布呈现为单峰结构,而展向分量呈现为双峰结构。运用间歇因子对分离激波的大尺度流向运动进行研究,发现激波围绕着平均分离点作前后运动,运动的尺度等于进口湍流边界层厚度的72%。证实了拐角下游G?rtler流向涡对的存在,并对其展向分布和空间演化特性进行了详细研究。     

激波/湍流边界层干扰物面剪切应力统计特性

为了揭示激波/湍流边界层干扰区内物面剪切应力统计特性的演化规律，采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9、12°激波角的入射激波与平板湍流边界层相互作用问题进行了研究。通过与风洞试验数据的比较分析，验证了计算结果的可靠性。系统地探究了干扰区内物面剪切应力的典型特征，如预乘谱、概率密度分布和相干结构等。研究结果表明，分离激波的低频振荡运动对流向及展向分量的预乘谱均没有实质影响，其脉动仍以高频特征为主，低频能量变化较小。干扰区内流向剪切应力概率密度函数分布变化剧烈，分离泡内对数正态分布规律不再适用，而展向剪切应力在干扰区内与正态分布较为接近。相较于上游湍流边界层，分离泡内物面剪切应力矢量夹角与幅值的联合概率密度变化显著，峰值概率降低，峰值范围增大。此外，流向剪切应力脉动场的本征正交分解分析指出，主能量模态与分离激波的低频振荡以及下游再附边界层内的Görtler-like流向涡结构密切相关。     

三级压缩楔前缘半径对壁面静压及热流分布影响研究

为了研究三级压缩楔前缘半径对壁面静压和热流分布的影响,在0.6m激波风洞上开展了试验测量,模型长约0.6m前缘半径为0mm3mm试验名义马赫数为5.98。研究结果表明,试验得到的壁面静压和热流数据重复性很好。采用Fluent软件进行了二维和三维流场参数辅助模拟分析,三种不同湍流模型获得的壁面静压分布差别不大,均与试验结果吻合较好;不同湍流模型获得的壁面热流分布差异较大,采用标准k-ε模型得到的结果与试验吻合较好。试验和数值模拟结果均表明,在第二和第三压缩面上,经过激波后,壁面静压逐渐上升到一个压强平台;壁面热流逐渐上升到一个局部极大值,然后在同一压缩面持续下降。随前缘半径增加,壁面静压和壁面热流整体减小,压强平台值和热流局部极大值也减小,而达到压强平台和热流局部极大值需要的长度增加,显示激波边界层干扰影响区域增大。     

超声速膨胀角入射激波/湍流边界层干扰直接数值模拟

为了揭示膨胀效应对激波/湍流边界层干扰区内复杂流动现象的影响规律,采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9、30°激波角的入射激波与10°膨胀角湍流边界层相互作用问题进行了数值研究。系统地探讨了激波入射点分别位于膨胀角上游、膨胀角角点和膨胀角下游3种工况下膨胀角干扰区内若干基本流动现象,如分离泡、物面压力脉动及激波非定常运动、湍流边界层统计特性和相干结构动力学过程等。结果表明,激波入射点流向位置改变对分离区流向和法向尺度的影响显著,尤其是当激波入射点位于角点及其下游区域。研究发现,膨胀角干扰区内物面压力脉动强度急剧减小,分离区内压力波向下游传播速度将降低而在膨胀区内将升高,膨胀效应极大地抑制了分离激波的低频振荡运动。相较于入射激波与平板湍流边界层干扰,入射激波流向位置改变对膨胀角再附区速度剖面对数区及尾迹区影响显著,将导致其内层结构参数升高而外层降低,近壁区内将呈现远离一组元湍流状态的趋势。此外,流向速度脉动场本征正交分解分析指出,主模态空间结构集中在分离激波及剪切层根部附近而高阶模态以边界层内小尺度正负交替脉动结构为主。低阶重构流场结果表明,前者对应为分离泡低频膨胀/收缩过程而后者表征为分离泡高频脉动。     

马赫数6柱-裙激波/边界层干扰直接模拟

高超声速激波/边界层干扰比超声速工况下具有更强的可压缩效应,再附之后会形成极高的局部力/热载荷,严重影响飞行器飞行安全。而激波/湍流边界层干扰区附近流动的三维特性使得流动更加复杂而难以预测。采用直接数值模拟对高超声速条件下的柱-裙激波/湍流边界层干扰进行了详细研究,特别是对Görtler涡结构对分离泡、物面压力和热流造成的展向差异开展了定性和定量分析。研究发现,干扰区附近的分离泡结构呈现出明显的三维效应,且Görtler涡展向分离位置截面的分离泡要明显小于再附位置,而这两个截面上分离泡的运动基本同步,没有明显的延迟或超前现象。物面压力和热流在展向出现显著的不均匀性,展向再附位置的平均压力和热流要比展向分离位置分别高13%和16.2%,脉动压力和热流比展向分离位置分别高28%和20%。截面流向速度特征正交分解结果显示两个位置上的能量都集中在剪切层附近,并且展向再附位置上低频模态占有更高的能量。在采用模态重构流场分析分离区面积发现,展向分离位置重构误差更小,而展向再附位置上的重构误差收敛更快。     

超燃进气道激波/湍流边界层干扰

针对超燃进气道湍流边界层/激波干扰引起的分离问题,采用基于5阶WENO数值格式的大涡模拟(LES)方法开展流场湍流非定常预测,旨在分析进气道湍流化技术实现进气道起动的可行性。研究表明,平板激波/湍流边界层干扰(STBLI)问题,LES方法能够清晰、可靠预测反射、分离激波形成过程及激波与充分发展湍流边界层的相互干扰,定量结果与试验一致;进气道研究方面,层流状态下,激波干扰产生强分离,导致进气道堵塞,而采用湍流化控制后试验和计算均表明流场分离明显减小,流场稳定且无明显堵塞现象,进气道可以起动,总压恢复系数达到要求,该结果表明,利用强湍流化减弱分离,实现进气道起动思想是可行的。      

激波风洞温敏热图技术初步试验研究

介绍了可用于激波风洞等高超声速脉冲设备复杂外形模型表面热流分布显示与测量的温敏热图技术。该技术利用温敏材料发光特性随温度变化的特点实现对模型表面的温度测量,进而分析获得其表面热流分布。由于有效运行时间一般只有10ms左右,在激波风洞中采用温敏热图技术在材料温敏响应、图像采集等方面均存在困难,导致此技术还很不成熟。介绍了近期在CARDC 0.6m激波风洞中开展温敏发光热图技术研究的情况,包括发光材料的研制、材料喷涂、图像处理及标定等方面的研究工作。验证试验采用了平板加钝舵模型,获得了与理论分析及传感器测量结果较一致的平板干扰区热图结果。热图与薄膜传感器测量数据差异大致在5%~25%之间。     

A thorough experimental investigation of shock/shock interferences in high Mach number flows

The Types III and IV interference flows, as defined by Edney, and corresponding heat transfer distributions were investigated experimentally. The model consists of a cylindrically blunted plate and a wedge serving as an oblique shock generator. The ‘thin wall’ technique was used for heat transfer measurements on the cylinder surface. These experiments were carried out in the TsAGI short duration wind tunnel UT-1 at Mach numbers 6 and 16 in air and at Mach number 6.6 in carbon dioxide. The Reynolds number based on the plate bluntness diameter was varied in the range 2.2×10⁴ to 1.6×10⁶. Tests of the cylinder alone (without the wedge) at Mach number 6 and for different Reynolds numbers revealed an influence of incoming disturbances on the stagnation line heat transfer. The influence of the impinging shock location on the interference heat transfer was carefully investigated. Systematic calculations of inviscid flow at Mach number 6 were also performed. Estimations of the maximum interference heat transfer rate, based on these calculations and a boundary layer approach, compare well with the data. Influence of the specific heat ratio on the interference flow was studied. These experiments and calculations revealed important features of interference flow patterns and heat transfer distributions.     

带射流冲击短扰流柱排内的流动和损失

用五孔探针测量了带射流冲击的短扰流柱排内的流场，并用压力扫描阀测量了端壁和柱面的压力分布，分析了在涡轮叶片尾缘区内射流冲击强化扰流柱排通道内换热的机理，研究发现，带射流冲击时流动在靠近扰流柱表面附近速度较大，在对称中心区域有大片低速区，压力系数远远小于无射流时情况，气流经过孔板后压力系数迅速下降，达到最小值，沿流动方向压力系数逐渐恢复。随喷射雷诺数增大，扰流柱表面的分离点位置后移，总结出了实验工况范围内带射流冲击的短扰流柱排内压力损失系数与雷诺数之间的经验公式，便于工程实际应用。     

趋于临界马赫数的圆柱跨声速绕流特性分析

通过深化认识趋于临界马赫数Ma_cr的圆柱跨声速绕流特性,明确新型飞行器增升减阻设计的空气动力学理论依据。采用大涡模拟方法数值研究了来流马赫数Ma_∞为0.75和0.85、雷诺数Re为2×10⁵的圆柱跨声速绕流。结果表明:当Ma_∞趋于临界马赫数(Ma_cr≈0.9)时,圆柱的阻力下降且升力系数振荡被抑制;通过力的分解,得知圆柱的阻力减小来自旋涡力的影响,而非可压缩性;圆柱的阻力减小与其背压上升有关;剪切层初始阶段的对流马赫数Ma_c随Ma_∞的增加而增大,而增长率相反,这使得剪切层更为稳定、柱体背压更高。此外,由于Ma_∞=0.85时边界层分离点处的激波和尾迹处的激波向下游推移,使得近尾迹处的湍流脉动减弱,进而导致柱体的表面压力振荡和升力系数振荡被抑制。     

大型民机巡航状态下头部流动特性实验研究

高速巡航飞行时,机头的流动特性对大型民机的耗油率以及驾驶舱的舒适程度都有影响,民机高速巡航飞行时要求飞机头部尽可能不存在分离流动,高速气流在机头舷窗位置不出现激波。通过风洞试验．在FD-12高速风洞中得到了某民机头部的压力分布、彩色油流照片以及PIV宅间流场显示结果。试验结果表明：在巡航状态下,机头表面主要是附着流动,来流马赫数为0．82时,机头舷窗后方局部出现超声速区。     

高超音速后掠激波与边界层干扰流场特性

应用表面油流和液晶温度显示、表面热流率和压力测量四种测试技术,在Ma_∞=7.8、单位长度雷诺数尺Re_∞=3.5×10~7/m条件下,研究了30°迎角尖前缘翼面诱导激波和湍流边界层干扰流场特性。结果表明:表面流动是准锥型,在强相互作用下,流动发生了二次分离和再附,导致表面油流线的流向角、温度、热流率和压力分布均出现明显的凹坑。     

一种新的计算非稳态流动的自适应无网格方法

基于带权点填充布点方法,结合指定流场参数梯度的分布,提出了一种新的无网格自适应方法计算非稳态问题。该方法的自适应探测器 E 由节点的权重和参数梯度组成。使用自适应探测器识别出加密或者粗化的区域,形成加密空腔和粗化空腔,然后重新填充布点。新节点的权重由自适应探测器 E 结合该处的梯度大小通过预测-校正迭代算法计算得到。另外,由于参数梯度在激波附近波动范围比较大,所以新节点的权重存在最大值和最小值。首先对预先设置压强梯度的流场区域进行自适应布点,并与传统自适应布点结果进行对比,点云分布图显示所提自适应方法重新生成的点云结构疏密分布更加合理。进一步,将此自适应方法应用于 Riemann 问题和激波碰撞圆柱问题,计算结果表明该方法可以在节点数目较低的情况下显著提高运动激波的分辨率。在激波碰撞圆柱问题中,比较了使用自适应算法和非自适应算法得到相当的结果所使用时间,前者是后者的20.6%,因此该自适应算法在计算效率方面也具有较大的优势。     

Experimental investigation of expansion effect on shock wave boundary layer interaction near a compression ramp

The experiment is conducted to investigate the effect of expansion on the shock wave boundary layer interaction near a compression ramp. The small-angle expansion with an angle degree of 5° occurs at different positions in front of the compression ramp. The particle image velocimetry and flow visualization technology show the flow structures, velocity field, and velocity fluctuation near the compression ramp. The mean pressure distribution, pressure fluctuation, and power spectral density are measured by high-frequency response pressure transducers. The experimental results indicate that the expansion before the compression ramp position affects the shock wave boundary layer interaction to induce a large-scale separation. But the velocity fluctuation and pressure fluctuation are attenuated near the large-scale flow separation region. When the expansion occurs closer to the compression ramp, the expansion has a more significant impact on the flow. The fluctuation of velocity and pressure is significantly attenuated, and the wall pressure rise of the separation point is reduced obviously. And the characteristic low-frequency spectrum signal related to the unsteadiness of the shock wave boundary layer interaction is significantly suppressed. In addition, variation of the separation region scale at different compression angle degrees is distinctive with the effect of expansion.     

二元紊流发生器实验研究

本文给出了二元紊流发生器实验研究的结果,对不同文氏管通道型面所提供的一些典型的出口流场作了分析,并对某些工作状态下的激波振荡的特征作了介招。紊流发生器出口边界条件可以是音速出口,也可以是等压出口,尽管这方面的区别对于激波振荡特征以及分离包的尺度有显著的影响,但是对于出口流场的影响却是令人惊奇地微不足道。紊流发生器中常使用的提供总压图谱的畸变网可以使出口紊流度大幅度衰减。如果采用模拟板来代替畸变网,这一情况卽可以避免。     

等离子体气动激励控制超声速边界层分离的实验研究

等离子体气动激励与超声速气流相互作用已成为高速流动控制领域的研究热点。激波与边界层相互作用现象广泛存在于超声速飞行器之中。本文进行了等离子体气动激励控制压缩角区和激波诱导边界层分离的实验,通过流场纹影显示和壁面静压测量,研究等离子体气动激励如何影响激波、激波如何影响边界层特性的科学问题。实验结果表明:施加毫秒量级表面电弧放电能够前移压缩角区的诱导斜激波,使分离区后移,分离区域增加,但激波强度减弱,流场总压增加;施加微秒量级表面电弧放电能够抑制激波诱导边界层分离,使分离区减小,流场总压减小。基于实验结果,认为毫秒量级表面电弧放电激励控制超声速气流的主要机理为放电过程的焦耳热效应;微秒量级表面电弧放电激励控制超声速气流的主要机理为焦耳热效应和冲击波效应共同作用。     

一种抑制激波-边界层相互作用的新型无源被动控制

为了探索一种抑制激波-边界层相互作用的新型无源、被动控制方法,采用有限体积法计算流体力学程序,分别对压缩拐角和激波入射平板两种典型流动的附面层分离进行了无源被动控制的数值研究.数值结果表明,新型无源被动控制方法消除了20°压缩拐角流动所产生的分离泡;对激波入射平板所诱导的附面层分离,采用的自适应无源控制方法可将分离区长度减小为无控制时的58％、总压恢复可比无控制时提高7.2％、x=0.85m截面最大回流速度较无控制时减小了69.3％.从而验证了无源被动抑制控制激波-边界层相互作用的可行性.