不可压平板边界层转捩机理

基于扰动形式N-S方程,从空间模式的角度,采用Fourier伪谱及MPI(massage passing interface)并行方法,模拟了不可压平板边界层从层流到湍流的转捩过程.通过对计算统计数据的分析,比较了不同幅值入口扰动引起的转捩过程的同异.研究结果表明:当层流中扰动幅值逐渐增大后,非线性作用将修正平均流剖面,表现为不稳定区域逐渐扩大,很多高次谐波被激发.当平均流剖面被修正到一定程度时,不稳定区域变得很大,这使得更多的高次谐波被快速激发并迅速增长,即转捩过程开始.由于大量谐波快速增长导致扰动能量快速增长,同时,扰动能量的快速增长又进一步加速了平均流剖面的快速修正,即平均流剖面的不稳定特性发生了改变,这样的相互作用使得层流快速变为湍流,因此,平均流剖面不稳定特性的改变在转捩过程中起到了关键作用.      

壁面温度控制对平板边界层影响的数值研究

通过对零压力梯度的平板边界层流动施加温度控制,展开壁面温度控制对平板层流边界层和湍流边界层影响的研究,探索温度控制对平板转捩雷诺数和壁面摩擦阻力的影响规律。采用带有转捩模式的三方程湍流模型对平板边界层流动进行数值模拟,重点考察了壁面摩阻系数、平板转捩雷诺数、湍流边界层流动随壁面温度变化的规律。计算结果表明在壁面温度从288 K 增大到432 K 时,边界层转捩雷诺数增大约36%,表面摩擦阻力减少约9.6%。研究分析表明：加热控制使层流区域温度边界层内粘性作用增强,雷诺切应力和湍动能减小,流动更加稳定;而湍流区域边界层内粘性底层中速度梯度和粘性切应力减小,导致壁面处摩擦切应力减小。因此壁面加热控制可以延迟边界层转捩,减小湍流区摩阻系数,并减小平板摩擦阻力。     

旋转光滑直通道湍流流动二维热线实验

采用二维热线测量了旋转光滑直通道内不同流向位置上的平均速度和雷诺应力。实验结果表明:较高的当地旋转参数使得旋转对平均速度的影响区域扩大并且导致了前缘面附近湍流流动的再层流化。后缘面附近无量纲主流平均速度型严格按照旋转数顺序依次排列,且在对数律区呈现对数律分布。与此同时,所有无量纲雷诺应力分量在后缘面附近基本不受旋转影响。再层流化导致了前缘面附近无量纲主流平均速度型无法在对数律区维持对数律分布,且所有雷诺应力分量都随着旋转数和流向位置半径增大不断衰减;经过u-v象限分析,再层流化现象的直接原因被归于湍流脉动生成减少。      

低雷诺数翼型和跨声速翼型边界层计算

本文利用边界层动量积分方程和平均流动能积分方程兼容计算了翼面的层流和湍流边界层流动。文中采用一种e~9型转捩判别公式预测翼面存在层流分离气泡情况的转捩位置。并引入对剪应力系数C_r的滞后方程以体现湍流中雷诺应力的历程效应。为避免在翼面流动分离时边界层方程的奇异,采用反解法计算。算例表明,计算与测量结果吻合良好。     

微通道流动转捩数值模拟

应用CFD计算软件ANSYS CFX对水力直径为0.4mm的矩形截面微尺度通道中的气体流动进行了数值模拟.采用了3种流动模型,即γ-Re_θt转捩模型、层流模型和剪切应力输运（SST）模型,并将模拟结果与实验结果进行了对比.模拟结果表明:层流模型及SST模型不具有预测转捩的能力;γ-Re_θt转捩模型捕捉到了临界雷诺数且摩擦因数相对误差在20%以下.在未达到临界雷诺数之前,通道后部已经出现局部湍流区,且局部湍流区随着雷诺数的增大而增大.壁面摩擦因数的最低点对应的流向位置与通道中前后湍流区的交结位置几乎一致.      

基于雷诺平均Navier-Stokes方程的表面传热系数计算

采用有限体积法数值求解控制二维绕流的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程组,计算了光滑和粗糙NACA0012翼型以及圆柱表面的局部表面传热系数.分析了近壁面网格间距、湍流模式和表面粗糙度模型对数值计算结果的影响.结果表明:切应力输运(SST)湍流模型能够区分层流和湍流边界层的对流传热特性,并能预测转捩的发生;采用Spalart-Allmaras(S-A) 扩展模型能够计算粗糙壁面的对流传热系数,但采用忽略转捩函数的S-A模型不能有效计算层流边界层的传热系数.当近壁面网格间距接近10-5量级的黏性子层时,在光滑和粗糙壁面都能得到准确的传热系数分布.结合合适的近壁面网格间距,湍流模式和表面粗糙度模型可以得到与实验数据十分接近的表面传热系数曲线.通过与求解不可压缩RANS方程得到的结果比较后发现,不可压缩RANS方程主要忽略了压缩和黏性耗散效应,这种效应可以通过绝热升温项的形式并入总体热分析.      

高超声速飞行器-进气道一体化热流数值计算

采用CFD(计算流体动力学)技术, 开展了飞行器前体/发动机一体化气动热环境分析.对层流区、转捩区和湍流区分别采用计算模型, 在湍流区利用压缩性修正的SSGZ-Jk-ε湍流模型, 在转捩区引入代数型转捩因子模型描述边界层由层流逐渐过渡为完全湍流的流动过程.计算了前体和内通道的表面热流, 并与实验结果进行了对比.结果表明所采用的计算方法可以较好地预测前体及发动机内通道热流率, 流动状态、几何结构及激波入射对热流值影响较大.      

应用Transition k-kl-ω转捩模型对内冷叶片气热耦合的数值模拟

选取NASA-Mark Ⅱ跨声速叶片为算例,研究了Transition k-kl-ω转捩模型在内冷叶片气热耦合计算中的应用,探讨了整场耦合与冷却通道内采用对流换热系数准则耦合的差异。结果表明,该转捩模型相比其它全湍流模型能够更准确预测附面层内的层流和转捩状况;由于Transition k-kl-ω转捩模型转捩前期采用层流动能来描述扰动的发展,避免了使用含有来流湍流度的经验公式,引入了"分裂机制"来描述层流与湍流脉动间的相互作用,并且在旁路转捩和自然转捩源项模化中加入了Tollmien-Schlichting波的影响,对强激波后的温度计算相比常用的间歇因子转捩模型与实验值更吻合;换热系数准则耦合用于冷却通道传热计算,避免了冷却通道边界条件带来的误差,计算结果与实验吻合较好,更易于工程应用。     

转捩对平流层飞艇外形优化的影响

采用梯度算法优化了平流层飞艇外形以减少气动阻力,目标函数飞艇总阻力系数通过求解Navier-Stokes方程获得.优化过程中采用了SSTκ-ω转捩湍流模型和Realizable κ-ε全湍流模型求解绕流流场,采用大涡模拟方法详细分析了获得的两种飞艇外形的气动性能和特点,并且比较了两种湍流模拟方法的流场求解对梯度法优化的目标函数以及飞艇形状特点的影响.结果表明:是否考虑转捩对优化的结果有明显的影响,考虑转捩优化方案的气动性能明显优于全湍流流动求解优化方案.采用转捩模型的优化由于层流区域的存在改变了飞艇尾部的形状,从而获得了尾部分离区较小的飞艇外形轮廓.      

压气机静叶栅层流分离泡转捩与角区分离数值模拟与实验

采用γ-Reθ转捩模型对某可控扩散叶型(CDA)平面叶栅全攻角范围进行了三维数值计算,通过对比数值计算结果与叶栅实验吻合较好。在此基础上,分析了进口来流湍流度和雷诺数变化对叶栅表面层流分离、转捩以及角区分离的影响。结果表明:进口湍流度低于5%时,吸力面存在层流分离,当进口湍流度大于5%后,层流分离移除,但转捩会一直存在;随着进口湍流度或雷诺数增加,吸力面和压力面转捩位置均会前移;随着进口湍流度增加,吸力面角区分离会有所减小,雷诺数增加对角区分离的影响不大。      

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.      

考虑转捩的跨声速气冷涡轮叶片气热耦合计算

为了研究转捩对气热耦合计算的影响,在B-L代数模型与SST(shear stress transport)k-ω二方程模型的基础上,增加了两类基于间歇因子的转捩模型:代数AGS(Abu-Gharmam Shaw)模型与一方程间歇因子输运方程.选取NASA-MARKⅡ跨声速叶片为算例,分别采用全湍流模型与加入转捩的模型进行气热耦合计算.数值计算结果与试验对比表明由于能够预测附面层中的转捩过程,采用转捩模型的耦合计算得到的结果与试验吻合最好,由于在叶片壁面附近的网格较粗,采用间歇因子输运方程的转捩模型计算的结果要逊于采用代数转捩模型的结果.      

Effect of local wall heating on the position of the laminar-turbulent transition zone on a blunted cone

A problem on the local wall heating (cooling) effect on the position of the laminar-turbulent transition zone on a blunted cone is considered. It is shown that the effect on the boundary layer transition point is less at cooling a heating element than at its heating. When the transition zone reaches the heating element, it is stabilized.     

高超声速进气道强制转捩流动的大涡模拟

吸气式高超声速飞行器常在进气道边界层内布置粗糙颗粒或涡流发生器强制流动转捩为湍流以确保发动机正常启动。为了清晰认识强制转捩过程,采用隐式大涡模拟方法,对强制转捩问题开展了数值模拟研究。针对钻石形和斜坡形涡流发生器,计算得到涡流发生器诱导的流动结构,显示出强制转捩流动由涡流发生器产生的反向旋转流向涡对主导。扰动沿流向增长和发展,导致流向涡对以偶模式或奇模式失稳,偶模式失稳产生对称形式的涡对破碎,而奇模式失稳则导致非对称（弯曲）形式的涡对破碎。流向涡对破碎后产生一系列发卡涡并最终促使边界层转捩为湍流。最后就计算网格和数值耗散对隐式大涡模拟结果的影响以及计算的收敛性进行了讨论。     

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     

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。     

On Nonlinear Evolution of C-type Instability in Nonparallel Boundary Layers

The process of evolution, especially that of nonlinear evolution, of C-type instability of laminar-turbulent flow transition in nonparallel boundary layers are studied by means of a newly developed method called parabolic stability equations （PSE）. Initial conditions, which are very important for the nonlinear problem, are investigated by computing initial solution of the harmonic waves, modifying the mean-flow-distortion, and giving initial value of TS wave and its subharmonic waves at initial station by solving linear PSE. A numerical method with high-order accuracy are developed in the text, the key normalization conditions in the PSE are satisfied, and nonlinear PSE are solved efficiently and implemented stably by the spatial marching. It has been shown that the computed process of nonlinear evolution of C-type instability in Blasius boundary layer is in good agreement with the experimental results.     

纳米SiO2复合对铝合金表面微弧氧化层生长动力学的影响

通过在微弧氧化电解液中添加纳米SiO2颗粒配制纳米电解液,在铝合金表面制备了纳米复合微弧氧化层,考察了恒电压和恒电流两种模式下纳米SiO2复合对微弧氧化层生长动力学的影响.结果表明,恒电压模式下,纳米SiO2复合大幅度提高了生长电流和微弧氧化层生长速率;恒电流模式下,纳米SiO2复合提高了微弧氧化层生长速率,电流效率提高.纳米SiO2颗粒在纳米复合微弧氧化层中掺杂,形成杂质能级,并且降低了微弧氧化层材料的禁带宽度,促进了微弧氧化电击穿过程,是纳米SiO2复合促进微弧氧化层生长的主要原因.     

Experimental and numerical investigations of controlled transition in low-speed free flight

This paper reports on the joint work of several university research groups, where scientists of five German universities tackled the problem of controlled laminar-turbulent transition on an unswept motor-glider wing with different low disturbance measurement methods on respective wing-gloves as well as with Direct Numerical Simulations. To establish a comparable measurement environment for the different measurement methods as well as to facilitate the comparison between measurement and numerical results, a controlled continuous disturbance wave train excited by a harmonic point source was introduced into the boundary-layer flow. A successful comparison between the controlled experiment and simultaneous computations is an essential step towards the understanding of more complex transition scenarios like natural transition. The investigation of the downstream development of the three-dimensional point-source disturbance was the main objective of the mutual research effort.