高超声速进气道附面层分离无源被动控制

为了控制超燃冲压发动机进气道唇口反射激波诱导的附面层分离,根据其流动特征,提出了附面层泄除-吹除互相驱动的自适应、无源、被动控制方案。并采用空间HLLE格式、LU-SGS隐式推进、多块结构网格的有限体积法数值模拟程序对该流动现象进行了数值模拟。数值结果表明,施加自适应无源被动控制后,分离区长度减小为无控制时的45%,控制区域的总压恢复系数和流场均匀性提高。从而证实了自适应、无源、被动控制抑制高超声速进气道附面层分离的可行性。     

射流涡发生器对激波边界层作用诱导的流体分离控制大涡模拟研究

为了研究射流涡发生器对激波边界层作用所诱导的流动分离控制机理及其流场特性,基于大涡模拟(Large eddy simulation)方法和高阶TCD/WENO混合格式,对来流马赫数Ma=2.5情况下,平板上射流涡发生器对激波与边界层相互作用所诱导流场进行了数值模拟。结果表明,射流涡发生器对激波边界层的流体分离有一定的抑制作用,与无控制情况相比,射流作用下进出口总压恢复系数由85.9%提高到94.6%。射流尾涡主要集中于一环状区域内,在该区域内,入射激波与马蹄涡、桶形激波上方的涡管以及剪切涡相互作用,导致整体尾流被激波往下压缩。同时在激波的压缩下,各涡之间相互缠绕、挤压合并,形成多个流向小涡结构,将边界层外的高速流体卷入边界层内,从而增加边界层底层能量,达到抑制流动分离的目的。     

MHD控制激波诱导边界层分离的机理

激波边界层相互作用是高超声速飞行器面临的重大问题,激波入射到平板引起的边界层分离是其中最具代表性的一种。用加权的3阶ENN格式计算了小磁雷诺数近似的MHD方程,研究了MHD控制层流边界层分离的机理。数值结果显示,通过局部电离空气并施加洛伦兹力,能使分离点向下游移动,分离区尺寸减小,从而抑制和缓解由于激波-边界层相互作用而引起的分离。     

超声速压气机叶栅前缘通道激波损失的鼓包控制研究

为了有效减小超声速压气机叶栅变进气马赫数条件下的前缘通道激波损失及由激波诱导的边界层分离,提出了一种带有平直过渡区的新型鼓包结构,并采用数值方法详细分析了新型鼓包结构对激波与激波/边界层相互作用机理以及鼓包几何尺寸与位置对控制效果的影响机制。研究结果表明:新型鼓包在迎风侧凹面产生的压缩波系有效削弱了前缘通道激波的强度,鼓包过渡区产生的膨胀波系使边界层流体加速,明显抑制了局部流动分离,并使分离提前再附。当某一超声速压气机叶栅的前缘通道激波入射在鼓包的过渡区范围内,鼓包高度为0.35倍的边界层厚度且鼓包迎风侧与背风侧长度分别为过渡区长度4倍与5倍时,可以实现较好的控制效果。此外,与无鼓包方案相比,新型鼓包结构可使超声压气机叶栅在设计工况下的总压损失减少4.6%,同时超声速压气机叶栅进气马赫数在1.65~1.8范围内仍能取得较好的气动减损效果。      

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。     

跨声轴流压气机激波/泄漏涡/边界层分离相互作用的影响

对跨声速转子Rotor37进行三维定常数值模拟,将设计间隙与零间隙进行对比研究,分析激波、边界层分离、间隙泄漏涡相互作用影响.数值计算显示:激波、泄漏涡、边界层分离相互影响,加速了失速的发生;减小间隙可以起到扩稳的作用.根据边界层分离、间隙泄漏涡在叶栅高度上的影响范围,提出利用抽吸技术进行被动控制改善流道流动状况时抽吸点的设置位置.      

高能电弧等离子体激励控制双压缩拐角激波/边界层干扰实验研究

超声速/高超声速飞行器进气道入口处多采用多级压缩构型,其诱导的激波/边界层干扰严重影响进气道效率和飞行器的气动性能,因此对双压缩拐角激波/边界层干扰进行流动控制具有较强的应用背景。在来流速度为Ma=2.0的风洞内,针对三种典型的双压缩拐角构型,开展了高能流向脉冲电弧放电阵列调控双压缩拐角激波/边界层干扰的实验研究,并对激励流场的高速纹影图像进行了空间梯度阈值处理和均方根处理。结果显示,在激励的作用下两道分离激波的强度均减弱,验证了利用高能流向脉冲电弧放电阵列控制双压缩拐角激波/边界层干扰的可行性。在分析控制效果的基础上,获得了在不同构型拐角的流场中前驱冲击波列和控制气泡的演化规律,结合控制效果的时序特征,最终揭示了高能流向脉冲电弧放电阵列作用于双压缩拐角激波/边界层干扰的前驱控制和接续控制的接力控制机理。     

隔离段内超声速流动摩擦阻力分析

以超燃冲压发动机等截面隔离段内部流动阻力特性为研究背景,以数值模拟和实验测量为研究手段,研究马赫数2.5来流条件下,平板流动和带激波反射流动条件下的壁面摩擦阻力.实验测量得到了超声速流动下的壁面摩擦阻力.研究发现,当激波反射形成局部微小分离时,激波和边界层的相互作用使得分离区下游的壁面剪切应力恢复为比分离区上游稍高水平.存在激波反射时,壁面总的摩擦阻力略大于无激波时的平板流动.     

激波边界层的相互作用对扰动波传播的影响

利用线性稳定性理论和直接数值模拟研究了带有入射斜激波的、来流马赫数Ma=4．5条件下的平板边界层的失稳特性。重点考察了在由于激波边界层相互干扰，平板边界层上形成分离区，又进而产生激波、膨胀波和旋涡等复杂流动现象的流场上游，引入小扰动的TS波后，扰动波传播通过带有这些复杂流动现象的流场时，扰动波的发展变化特点。通过对流场中扰动波（包括基本波和衍生波）演化特征的分析，研究分离和激波等复杂流动现象对平板边界层稳定性的影响特点。数值模拟发现，激波的出现不同于一般的压缩波，在亚声速区与超声速区对扰动波演化的影响是不同的，此外，分离对扰动有稳定作用。     

跨声速叶栅抽吸流、激波以及分离流相干效应

以某高负荷、跨声速压气机叶栅为研究对象,应用数值模拟手段探讨通过抽吸控制激波从而控制附面层发展的可行方法。研究结果表明：随着抽吸量的增加吸力面马赫数峰值提高,激波损失增加,同时使得吸力面马赫数峰值点位置后移,附面层分离减弱,分离的减弱所导致的总压恢复系数增加量要远大于激波强度增加所导致的总压恢复系数减小量;抽吸对叶栅性能改善存在一个最佳抽吸量1.2%;在保证叶栅静压压升不变的前提下,相对于未抽吸条件1.2%抽吸使得叶栅总压恢复系数提高10%,扩散因子降低18%,落后角减小5°;通道激波后实施附面层小流量抽吸不能有效改善附面层内部流动参数,当实现前缘入射斜激波投射点位于通道激波上游时,叶表附面层流动得到较大改善。     

等离子体合成射流对钝头激波的控制与减阻

为了验证等离子体合成射流对超声速流动的流动控制和减阻效果,在考虑热完全气体效应的情况下,工程拟合等离子体热力学属性和输运系数,利用能量源项模型对超声速平板和球头等典型流场结构进行了数值模拟,并取得了与实验较为一致的结果。研究结果表明：对于马赫数为2的超声速平板流动,等离子体合成射流能有效干扰边界层的发展,并诱导产生一系列大尺度结构;对于马赫数为3的球头流场,等离子体合成射流能显著改变激波脱体距离与球头的阻力特性;在放电后第1个周期内,合成射流能使球头平均阻力降低6.3%,而在射流峰值情况下使阻力降低32.0%,激波脱体距离增加2倍,实现了激波控制和流动减阻的预期效果。     

超音速气流绕局部透气凹角流动的数值模拟

以具有压力分裂形式的简化Ｎ Ｓ方程为控制方程,数值模拟了超音速来流条件下的激波 边界层干扰被动控制（ｐａｓｓｉｖｅｃｏｎｔｒｏｌｏｆｓｈｏｃｋ ｂｏｕｎｄａｒｙｌａｙｅｒｉｎｔｅｒａｃｔｉｏｎ）。模拟是以预先给定激波前吹气和激波后吸气的流量来实现的。为了定性地确定吹气或吸气对激波 边界层干扰的影响,首先计算了单独吹气和单独吸气两种情况。数值计算时采用了多重扫描法对控制方程差分离散,以反映亚音速区压力对流场的椭圆性影响。     

轴流压气机角区分离的研究进展

角区分离是一种常发生于轴流压气机"吸力面-端壁"角区的三维分离现象,该现象以及随之产生的流场堵塞和流场损失会对压气机的稳定工作和效率造成不良影响,严重时会发展为"角区失速"。随着现代轴流压气机单级负荷的提升,角区分离所产生的负面影响日益突出,严重阻碍了高负荷压气机的发展,各种主动、被动流动控制方法也因此被广泛应用于角区分离的流动控制。首先,从角区分离对轴流压气机性能的影响、角区分离的流场特征和角区失速的判别准则3个方面对轴流压气机角区分离的流动机理研究进行了回顾,详细讨论了角区分离的影响因素、角区分离的流动拓扑分析以及角区失速的定义与判别方法。其次,对三维叶片设计、翼刀与凹槽、旋涡发生器、非轴对称端壁造型、射流式旋涡发生器、等离子体气动激励以及附面层抽吸与附面层射流7类流动控制方法的研究进展进行了回顾,重点探讨了这些流动控制方法在抑制角区分离方面的应用,并给出了这些流动控制方法的对角区分离的作用机制。最后,对角区分离领域的研究现状进行了简要地总结,指出了现有角区分离的机理研究和流动控制研究所存在的不足,并对该领域未来的发展进行了展望。     

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。     

平板上直立圆柱引起的三维湍流分离流的传热特性

 1.实验目的与方法 航天飞行器再入大气层时,其表面突出物引起的三维湍流分离,使局部热流急剧增加。突出物激波与湍流边界层的干扰流场很复杂,需要较多的测量数据揭示其流动规律。为此,在激波风洞中Ma_1=5.2,Re/L=2.3×10~7m~(-1)的气流条件下,测量了平板上直立圆柱干扰区中柱前缘及其邻近平板上的热流分布,并拍摄了激光纹影     

利用上游槽道对角区马蹄涡的控制

在平板上放置圆柱形成角区流动,利用布置在圆柱上游平板上的二维和三维槽道来控制或削弱角区马蹄涡,采用风洞试验和数值模拟开展研究。结果表明,二维和三维槽道均能推迟边界层的分离,使圆柱根部马蹄涡的强度减弱、尺度减小;同时槽道上游压力和逆压梯度均有所下降,槽道下游压力显著升高而逆压梯度总体降低。二维槽道对马蹄涡强度的削弱为61.15%~66.51%,而三维槽道对其削弱为66.65%~80.93%。讨论了三维槽道参数(包括槽道宽度、深度以及其中心线与圆柱中心距离)对控制效果的影响。槽道与圆柱的距离在对马蹄涡的控制中起主导作用。槽道控制的机理是,由于槽道的抽吸效应使得其上游靠近壁面的边界层中涡量较高的流体被卷吸入槽道形成槽道涡,槽道涡由三维槽道输运到下游。同时,随着槽道与圆柱的距离减小,更多的边界层流体流入槽道内。正是上述"槽道效应"使得槽道下游的逆压梯度降低,马蹄涡强度减弱,分离区范围减小。     

有二次涡的激波边界层干扰流动的DPNS和NS方程计算

本文针对具有二次涡复杂分离再附现象的激波边界层干扰流动,数值地考察了扩散抛物化Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ（ＤＰＮＳ）方程组的适用情况。壁面摩阻和压力、主涡和二次涡的涡高和涡长、分离再附位置以及流线图等特性的计算表明：ＤＰＮＳ方程组的数值结果均与ＮＳ方程组的数值结果很好相符。     

在激波边界层干扰中后掠柱形区的独立性原理研究

在后掠压缩角引起的三维激波边界层干扰中,柱形的上游影响区表现出准二维的流动特性。实验结果表明,在柱形区中通常的边界层独立性原理不再适用。但是,如果考虑由后掠引起的横流效应修正,柱形区中的上游影响距离的尺度和相应的二维干扰上游影响区尺度之间可以得到很好的相关关系。