圆锥高超声速湍流边界层转捩试验研究

主要介绍了一种用于高超声速湍流边界层表面参数测量的试验方法,利用边界层的表面热流值,作为判断边界层转捩与否的依据,开展边界层攻角效应转捩特性试验研究.试验在我院FD-20炮风洞中进行,马赫数为6,试验模型是半锥度5°的圆锥模型.开展了对于圆锥模型,头部半径对转捩位置的影响,小攻角情况下对圆锥模型转捩位置的影响,并且获得了在2°和3°攻角情况下圆锥模型的攻角效应转捩全局曲线.试验结果证实了,在小攻角下,随着攻角的增加,边界层迎风面转捩位置向后移动,背风面转捩位置向前移动.     

三维高超声速边界层中eN方法的应用

针对e N方法中的鞍点法(SPM),结合内波理论,提出了一种简便算法.并用该算法计算了一个由平板、圆锥、圆柱3部分组成的模型以马赫数为10的速度在高度位于30~45km之间、攻角为0°和10°的工况下N值分布情况.结果表明:高度的增加会使转捩位置向下游移动,转捩面积会变小甚至消失;与攻角为0°相比,攻角为10°会使迎风的平板部分转捩发生的可能性增大,转捩面积也会变大;对于背风处的圆锥部分,攻角为10°却会减弱转捩发生可能性,使得转捩面积变小,甚至消失,而且转捩位置也会变化.     

非设计状态下尾迹输运对高负荷低压涡轮附面层的影响

为了研究非设计状态下的上游尾迹在叶栅通道内的形态演化与发展,分析尾迹与叶片吸力面附面层的相互作用,基于高负荷低压涡轮(LPT)叶型Packb对非设计状态下尾迹输运进行了研究。研究主要通过数值模拟的方法进行,使用CFX软件,利用LES模型耦合Smagorinsky亚格子模型。讨论了非定常来流0°和+10°攻角工况下,尾迹与吸力面附面层相互作用的差异。分析发现,+10°攻角工况时,尾迹对附面层转捩的促进作用较0°攻角工况时更为显著;+10°攻角工况时,尾迹与附面层的相互作用时间更长,尾迹诱导转捩的起始位置更靠上游。     

重型燃气轮机高雷诺数CDA叶型转捩特性数值计算

为研究重型燃气轮机的压气机叶片在高雷诺数工况下的气动性能,基于Gamma-Theta转捩模型的雷诺时均方程对某可 控扩散叶型进行了数值计算。通过对比不控制马赫数与控制马赫数,分析高雷诺数对可控扩散叶型气动性能及转捩特性的影响。 结果表明：在不控制马赫数条件下,在零攻角时,雷诺数从7×10 5 增大为9×10 5 ,总压损失增加了约391.95%;在高雷诺数工况下随 着雷诺数的增大,叶片流动损失不断增大,叶片可用攻角范围减小,同时在叶片吸力面出现激波,干扰转捩的产生。在控制马赫数 条件下,当Ma=0.6时,在零攻角工况下,雷诺数从8.2×10 5 增大为1×10 7 ,总压损失减小了约38.98%,吸力面转捩起始点从4.78%弦 长处前移至1.11%弦长处;在高雷诺数工况下,叶片流动损失随着雷诺数的增大不断减小,吸力面转捩位置前移。     

基于APSE确定高超声速边界层第二模态中性曲线下支

在高超声速边界层流动中,由于存在非平行效应以及激发Mack第二模态时的模态同步机制,因此在进行转捩预测研究时,中性曲线下支的确定需要考虑到这两方面的影响。全文针对高超声速平板边界层,首先采用线性抛物化稳定性方程(LPSE)对考虑感受性的中性曲线下支进行了求解,研究发现该方法存在两大难点:一是计算入口需要给定的离散模态在衰减区求解困难;二是由于存在快、慢模态的同步机制,所以在实际计算时,需要分别计算两次离散模态的演化以确定中性曲线下支,计算效率较低。基于以上问题,本文提出了一种基于伴随抛物化稳定性方程(APSE)来计算非平行边界层稳定性的方法,并以此确定考虑感受性的中性曲线下支位置。该方法从Mack模态的增长区开始进行计算,因此有效地解决了使用LPSE方法计算时所存在的问题。在不同工况下,与线性稳定性理论(LST)以及LPSE给出的预测结果进行了对比。从对比结果中可以看出该方法给出的预测结果与LPSE给定上游主导模态的预测结果一致,同时不必依赖于入口初值的选取且效率更高。该方法有进一步发展的潜力,可以有效地应用于高超声速边界层转捩的预测研究中。     

高超声速边界层转捩研究现状与趋势

在过去15年间,随着高超声速技术快速发展,边界层转捩也得到了更加广泛和深入的研究。人们对流向行波失稳、横流失稳、G9rtler涡失稳等转捩机理取得了较深刻认识,发展了可供工程设计的转捩判据、eN方法和转捩模型等转捩预测方法,建设了高超声速静风洞,并努力改善大口径常规风洞的流场品质,显著提升了地面风洞的转捩模拟能力和测试能力。未来,边界层转捩研究仍将紧跟高超声速飞行器发展趋势,在模型上更加关注椭锥和裙锥等外形;在机理上用PSE和DNS研究Mack模态与横流模态、G9rtler涡模态、流动分离的共同作用;在预测方法上发展基于PSE的eN方法、专用的转捩判据和更物理的转捩模型;在试验能力上进一步提高静风洞来流雷诺数和喷管口径,降低常规风洞背景噪声,发展点-面结合的转捩测试技术和时空高分辨率的流动显示技术。     

正攻角状态下尾迹对低压涡轮附面层的渗透及转捩的影响

为研究正攻角状态下尾迹对低压涡轮附面层的渗透以及转捩过程的影响,分别在设计攻角和+10°攻角下,对高负荷低压涡轮叶型的吸力面附面层流动进行了数值模拟与实验。数值模拟使用CFX软件,采用大涡模拟模型。结果表明+10°攻角下,尾迹对附面层转捩过程的促进作用比设计攻角下更为显著,这是由于正攻角下的尾迹中心射流与吸力面切向的夹角更大,使得尾迹扰动渗透入附面层的深度更深,尾迹放大Klebanoff条纹强度更强,尾迹诱导转捩起始位置更靠上游。     

改进k-ω-γ转捩模式对不同雷诺数下HIAD的转捩预测

高超声速充气式柔性减速器（HIAD）在气动力作用下会变形为波纹状，从而促进流动转捩为湍流，准确预测其转捩位置和壁面热流对热防护系统的设计至关重要。拓展了分离诱导转捩预测性能的改进k-ω-γ模式，同时具备对第1模态、第2模态、横流模态以及流动分离失稳的预测能力。本文将其应用于不同雷诺数下壁面波纹变形的HIAD边界层转捩预测，并与原始k-ω-γ模式的预测结果进行了对比，以评估和验证其对复杂转捩现象的预测性能。在此基础上，细致剖析了改进k-ω-γ模式的转捩预测机制。结果表明，改进k-ω-γ转捩模式可准确预测不同来流雷诺数下HIAD的转捩起始位置、转捩阵面形态和壁面热流分布。波纹壁面波峰处的转捩预测主要由构造的分离间歇因子猝发。而在波谷位置，第1模态、横流模态以及流动分离的贡献都很重要。以上研究显示了改进k-ω-γ模式在复杂外形中的应用潜力，可为多重不稳定耦合作用下的转捩预测方法发展提供参考。     

锯齿形转捩片触发高超声速进气道边界层转捩的大涡模拟

为促进锯齿形转捩片在高超声速进气道中的应用，以地面风洞条件下的二元进气道为研究对象，采用高精度大涡模拟方法对锯齿形转捩片在三级压缩楔面上触发的边界层转捩现象开展了研究。数值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Runge-Kutta方法。数值模拟清晰捕捉到了边界层转捩的空间发展演化过程，并获得了统计平均流场以及流场脉动特征。数值模拟结果表明转捩片能够有效触发进气道压缩面边界层转捩；通过与等熵压缩面及单楔面数值模拟结果的对比分析，获得了转捩片触发边界层转捩的内在机理，为后续研究工作奠定了基础。     

高超声速边界层转捩研究现状与发展趋势

高超声速飞行器边界层容易经历层流/湍流转捩,层流流动和湍流流动在摩擦阻力、热交换、噪声和掺混等方面有巨大差别,转捩问题已成为制约高超声速技术突破的基础科学问题之一,是当前国际学术研究的热点与难点。本文详细分析了国内外高超声速边界层转捩研究现状,并将其归为三类:已知主要原因的现象与规律、已知部分原因的现象与规律、未知或矛盾的现象。其中已知主要原因的现象与规律包括壁温、马赫数和噪声影响;已知部分原因的现象与规律主要有头部钝度、熵层和攻角影响;未知或矛盾的现象主要有单位雷诺数影响、转捩区长度、转捩区摩阻和热流分布等。同时介绍了高超声速边界层转捩影响因素研究、转捩机理研究、转捩预测方法及模型研究、促进/推迟转捩的控制方法研究、以及一些公开的飞行试验等方面的进展。最后指出,在今后的高超声速边界层转捩研究中,建议把单个影响因素独立出来研究,尽量避免多因素相互干扰;高超声速边界层失稳研究需要特别关注横流失稳、熵层和模态相互作用;转捩预测需考虑三维边界层和来流扰动的影响;转捩控制研究应重点关注高效、低阻、低热的控制方法;转捩飞行试验十分重要,飞行试验和静音风洞发挥的作用会越来越明显。过去60多年的研究经验表明在未来的研究中应该注重多种手段相结合。     

高超声速边界层流动稳定性实验研究

高超声速条件下边界层转捩相关研究是近年来空气动力学领域的研究热点。通过采用基于纳米粒子示踪平面激光散射(Nano-tracer-based planar laser scattering,NPLS)技术以及温敏漆等测试技术,对高超声速边界层的流动稳定性开展了实验研究。通过NPLS技术,对圆锥边界层中第二模态波精细结构进行了测量,并基于时间相关的测量结果,对第二模态波的波长和频率进行了分析。针对裙锥边界层NPLS结果,计算了特定位置上功率谱空间分布结果,测量得到了高次谐波成分。通过温敏漆和NPLS结果,发现主导三角翼前缘边界层转捩的模态为行进横流模态,分析了该模态的特性,并且与Kulite传感器测量得到的频率进行比较。     

轴对称超音速进气道喘振及其控制

本文介绍了双锥轴对称超音速进气道在来流M_∞=1.97、0°攻角下,几何喉道、中心锥体表面上静压脉动时间历程随流量系数的变化特征。在稳定的超临界和亚临界下,静压时间历程平稳;喘振时,静压脉动值很高,其ΔPr.m.s约为稳定的超临界下的几倍,压力脉动的主特征频率为43.75Hz。 本文的重点是研究轴对称超音速进气道在较大攻角下的喘振特征及其控制效果。进气道喘振时,中心锥背风侧的头波首先产生大振幅的激烈振荡,其压力脉动的主特征频率为18.75Hz,静压脉动的ΔPr.m.s约为迎风侧的二倍;而迎风侧的头波仅作较小振幅的振荡,静压脉动的主特征频率为20Hz,同背风侧的很接近。文中对比了喘振和由于吸除附面层消喘后的头波特征、中心锥体背风侧和迎风侧各自的静压脉动时间历程、静压脉动主特征频率的变化。指出消喘后的背风侧锥面静压ΔPr.m.s仅为喘振时的1/3;迎风侧的静压ΔPr.m.s仅为喘振时的1/2;文中最后对轴对称进气道在较大攻角下的喘振特征作了分析。     

小攻角高超声速钝锥边界层内扰动演化的数值模拟

首先从有限差分格式出发,给出了基本无振荡的高阶激波捕捉格式,然后,采用数值模拟方法对马赫数为6的2°攻角高超声速钝锥边界层的稳定性进行了研究。计算发现,由于攻角的存在,钝锥的稳定性特征与零攻角时有本质的差别,比如背风面的扰动比迎风面增长更快,但扰动增长最慢的地方并不是迎风面,而是侧面的某个位置;又比如背风面主要是长波起作用,迎风面和侧面主要是短波起作用;斜模式不稳定在整个钝锥边界层中起最主要作用。     

高超声速边界层转捩对旋转钝锥自由飞运动的影响

通过在钝锥模型表面上布置人工绊线促使边界层强迫转捩,采用运动自由度不受约束的风洞模型自由飞试验技术研究边界层转捩对高超声速旋转钝锥自由飞行运动特性和气动特性的影响规律,并与自然转捩的旋转钝锥风洞模型自由飞试验结果作对比分析,试验马赫数为5.0,以模型长为特征尺寸的自由流雷诺数为1.68×106。研究结果表明:有人工绊线的旋转钝锥在自由飞行过程中有"激励稳定"的绕流流场,产生动态稳定的自由飞运动(动稳定导数系数小于0),而无转捩绊线的旋转钝锥在自由飞行中则有"激励不稳定"的绕流流场,产生动态不稳定的自由飞运动(动稳定导数系数大于0)。     

高超音速进气道的附面层问题

本文论述了高超音速进气道所面临的严重附层面问题,高超音速附面层的特点,高超音速附面层对进气道性能的影响,影响附面层转捩和厚度的诸因素.对如何控制和改善附面层及在设计高超音速进气道时如何考虑附面层因素,亦提出了一些初步看法.     

Experimental investigation of boundary layer transition over a delta wing at Mach number 6

An experimental study on the boundary layer transition over a delta wing was carried out at Mach number 6 in a quiet wind tunnel. The Nano-tracer-based Planar Laser Scattering (NPLS) and Temperature-Sensitive Paints (TSP) techniques were used to measure the fine flow field structure and the wall Stanton number of the delta wing. The influence of factors such as the angle of attack and the Reynolds number was studied. The following results were obtained. The boundary layer transition between the leading edge and the centerline was dominated by the crossflow instability. At the location of the initial appearance of the traveling crossflow waves, the Stanton number began to rise. The Stanton number reached a maximum when the crossflow waves were broken up to turbulence. Increasing the angle of attack increased the spanwise pressure gradient at the windward side of the delta wing, thereby increasing the crossflow instability and advancing the boundary layer transition front. However, increasing the angle of attack caused the transition front to move backward at the leeward side. In addition, the sensitivity of the boundary layer transition to the Reynolds number varied with the angle of attack and the region.     

高温化学非平衡湍流边界层脉动量象限分析

高超声速飞行器在较低空域以极高马赫数飞行时，表面会同时存在湍流与化学非平衡流动，但目前针对此类高温化学非平衡湍流边界层流动特性的研究工作还比较有限，对不同湍流特征的主导流动机制的认识还有待于进一步深入。选取高超声速楔形体头部斜激波后的流动状态，设置3种不同的壁面温度，通过直接数值模拟对比了不同壁温条件下的边界层参数分布特性，并采用象限分解技术分析了边界层不同象限流动事件对雷诺剪切应力、湍流热流、湍流质量扩散的贡献。结果显示：在整个边界层中上抛和下扫运动对雷诺剪切应力的贡献占优；冷壁效应会使得流向和法向湍流热流通量的主导流动事件在温度峰值两侧发生改变。O原子组分流向湍流组分扩散主要受到高质量分数流体慢速运动事件和低质量分数流体快速运动事件的影响，而法向湍流组分扩散则主要受到高质量分数流体向上运动事件和低质量分数流体向下运动事件的影响。     

水陆两栖飞机方向舵附面层控制研究

水陆两栖飞机采用增升手段降低起降速度后,需要提高方向舵的操纵能力。将吹气式附面层控制方法应用到水陆两栖飞机的垂尾上,建立其二维模型并进行数值模拟,设计垂尾安定面与方向舵之间的缝道挡板,防止迎风一侧的高压气流冲击背风面、阻碍吹气气流附着;研究垂尾安定面后缘和前缘吹气共同作用的组合吹气方案,防止方向舵较早失速。结果表明:垂尾采用吹气式附面层控制之后,结合缝道挡板和组合吹气,方向舵操纵能力可提高1倍左右。