高超声速钝头体边界层转捩试验

为研究高超声钝头体边界层转捩以及头部钝度对转捩的影响,在FD-14和FD-14A两座激波风洞中开展了热流、压力扰动和高速纹影显示等综合测量。试验结果表明,转捩雷诺数关于钝度雷诺数的变化显示出转捩反转的趋势。压力扰动的功率谱密度（PSD）分析结果以流向离散分布云图形式显示,边界层高速纹影图像显示了第二模态波的发展、湍流的生成和熵层对边界层结构的显著影响。大头部钝度带来的强熵梯度熵层流动对边界层压力扰动频谱特性和流动结构影响显著,在转捩反转机理中起到重要作用。此外,马赫数对转捩的影响不容忽视。     

马赫数为6的高超声速钝锥湍流边界层空间演化的直接数值模拟

首先求解了来流马赫数为6的零攻角高超声速钝锥边界层的层流基本流场,在选定的计算域入口引入一组有限幅值的T-S波扰动,用高精度差分格式对流动进行了直接数值模拟.引入的扰动触发了转捩,从而得到了空间模式下的湍流边界层.研究了湍流平均场与脉动场的统计特性,给出了相干结构的流动显示图,并对强雷诺比拟的结论进行了检验.     

抛物化稳定性方程在曲面边界层中的应用

为了研究抛物化稳定性方程在曲面边界层中的应用,选取了等曲率圆环管道、等曲率板和NACA0012翼型3种典型的曲面边界层.通过计算小幅值扰动波的演化,抛物化稳定性方程的计算结果和线性稳定性理论、数值模拟扰动方程结果相符,说明可以使用抛物化稳定性方程研究曲面边界层的小幅值扰动波的演化和稳定性分析;通过计算有限幅值扰动波的演化,线性阶段抛物化稳定性方程计算结果和扰动方程相符,在非线性很强的阶段,抛物化稳定性方程计算发散,发散的位置可作为转捩位置.      

超声速小攻角下的圆锥转捩攻角效应

采用高阶差分格式求解三维可压缩滤波Navier-Stokes方程,对超声速零攻角和小攻角圆锥边界层转捩进行了空间大涡模拟研究.在三维Tollmien-Schlichting(T-S)波扰动作用下,计算得到了流场非定常转捩过程.计算结果清晰地展现了非定常大尺度结构演化特征和攻角效应引起的非对称转捩现象,流场发卡涡、横流涡等转捩主控大尺度结构与实验一致.     

钝体头部边界层特征谱分析和转捩途径预测

利用线性稳定性理论,分别对钝头体高超声速绕流边界层中的亚声速区域、跨声速区域和超声速区域的特征谱进行了系统分析.结果表明,根据线性稳定性理论,所分析的各速度范围流场,对所有单频波的扰动都是稳定的.但随速度的增加,稳定波的衰减率越来越低;随激波到物面距离的增加,s族扰动波相速度的实部向无量纲速度1靠拢,说明头部主激波的作用在一定意义上与平面槽道流动的上壁面相似;研究工作还表明,流场中存在着低衰减率扰动波,且无论那个速度范围内的流场,其最低衰减率扰动波的相速度实部都在0.7左右.根据钝头体特征谱分析,本文可能发生的"bypass"型转捩机理进行了理论分析,提出了几条可能的"bypass"型转捩途径.     

头部和后体对钝头体侧向力的影响

钝头体大迎角飞行时会出现随机的非对称流动现象,引起不确定的较大侧向力,进而使其偏离运行轨道。通过在钝头体头部施加人工扰动块可以固定其大迎角下的非对称流场结构,得到确定的侧向力,以利于改善钝头体的大迎角飞行特性及机动性。本文讨论了在头部人工扰动块主控流场结构的基础上,模型后体对侧向力影响的存在性问题,在迎角为50°、雷诺数为1.54×105的条件下,利用实验对周向角为90°和270°、子午角为10°的扰动位置的球形扰动主控下的侧向力影响因素进行了研究。发现钝头体大迎角下的非对称流动结构在头部主控的基础上,后体对非对称流动的影响不会消失,且其为影响头部扰动主控作用的重要因素。尽管模型后体的影响不会改变钝头体头部对于流场结构的主控地位,但会影响头部扰动控制的精准程度。所以在通过钝头体头部施加扰动进而得到确定的侧向力的同时,还需要减小模型后体对流场的影响,对其结构和加工质量进行优化,以更好地通过人工扰动主控流场结构。     

高精度数值方法与非线性扰动研究

通过数值模拟扰动波在平板边界层中的传播,考察了格式对T-S波传播过程计算的精确性。本文还研究了波-波与涡-涡两种典型的非线性扰动模型,结果表明:在自由剪切层中,波-波模型能加快扰动的增长速度,并激发出了λ结构,但仍然经过了线性失稳阶段;在钝体头部的超声速边界层中,涡-涡模型通过涡-涡相互作用,产生“发卡”结构,进而出现湍流斑。在此过程中,没有线性失稳的迹象。     

高超声速三维边界层横流转捩的数值研究

横流失稳是高超声速三维边界层转捩的主要机制。然而到目前为止,由横流失稳导致高超声速三维边界层转捩的数值研究还不多见。本文采用直接数值模拟方法计算了马赫数6、后掠角45°钝板边界层中定常横流涡的演化,在此基础上引入高频二次失稳模态,计算了二次失稳模态的非线性演化,直至湍流发生。计算结果表明:横流定常涡的非线性作用引起平均流修正,可使壁面摩擦系数曲线有一定程度的抬升。而高频二次失稳波的增长导致低频及定常扰动快速增长,促使壁面摩擦系数急剧抬升,同时饱和横流涡结构破碎,最终触发转捩发生。     

高对流Mach数三维混合层转捩特性分析及小激波结构模拟

采用空间大涡模拟方法对超/超混合、超/亚混合两类三维可压缩平面混合层转捩及其全湍流流场进行了研究,认为混合层动量厚度饱和点可作为流场转捩完成的标志.计算所得到的线性扰动波激励下流场转捩拟序结构与随机扰动下自然失稳结构以及文献结果进行了比对,其结果是一致的,表明了引入线性扰动激励来研究流场转捩结构是合理的.同时,本文还在较高对流Mach数流动下得到了三维流场动态小激波结构,其分布具有非对称特性,且形状与实验及直接数值模拟结果相似.不同条件混合层转捩计算表明:高对流Mach数下混合层转捩以Λ涡结构的形成和发展为主导机制,受扰动及对流条件的影响Λ涡结构不尽相同,某些情况下流场出现二维与三维涡结构共存现象.充分发展湍流区域,流场脉动速度分量量级相同,湍流压缩效应随着对流Mach数提高而明显增强.     

钝体头部边界层“逾越”型转捩机理研究

利用数值模拟的方法,研究了再入条件下,钝头体边界层中一种新的失稳机制.这种失稳机制无法用线性稳定性理论解释.最近的研究工作表明,流动中存在着一种与局部有限幅值扰动相关的失稳机制.它与常规的T-S波或二次失稳的过程不同.数值模拟了受空间模式的局部扰动影响的钝体头部超声速边界层的失稳过程.在模拟中,明确了不同扰动模型非线性相互作用的物理机制.      

壁面温度对斜爆震发动机进气道流动特性影响的数值研究

为研究壁面温度条件对层流、转捩、湍流状态下斜爆震发动机进气道流场结构、流场参数的影响,选取Ma10级、具有曲面压缩段的斜爆震发动机进气道为研究对象进行数值模拟,对进气道壁面附近激波诱导分离区、热边界层的变化进行了深入探讨。数值模拟结果表明,进气道肩部圆弧过渡段出现的再层流化现象,壁面冷却对其起抑制作用,绝热壁面条件下再层流化程度最为严重。壁面温度的增加有利于延缓流动转捩,同时也导致了分离区尺寸的增加以及转捩、湍流状态下分离区主体位置逐渐前移,进气道内通道的转捩为分离诱导转捩,转捩位置主要受到分离点位置的影响,整体表现为壁面温度增加转捩位置前移。进气道出口顶板侧热边界层厚度随着壁面温度的增加逐渐变厚,转捩状态下热边界层厚度变化可达5%,温度峰值也随着壁面温度的增加逐渐增加,且峰值位置逐渐靠近壁面。壁面温度条件相同时,层流状态下热流、热边界层厚度均较小。转捩、湍流状态下进气道出口顶板侧热边界层较厚,约为层流状态3倍,同时转捩、湍流状态下热边界层厚度相差可达2%。     

高超声速圆锥边界层失稳条纹结构实验研究

边界层转捩的准确预测是高超声速飞行面临的关键气动问题之一。为研究高超声速边界层失稳和转捩机理,以前缘半径1.6mm、半锥角7°的圆锥模型为研究对象,在FD-07高超声速风洞中采用红外热图技术开展边界层转捩实验测量。通过与工程计算结果对比,确认模型表面边界层流态。实验结果表明:有迎角条件下,模型表面中后段出现条纹结构,条纹结构的起始位置随着周向角的增加而向上游移动;随着迎角的增加,条纹起始位置向上游移动,条纹强度差异和条纹与模型中心线的夹角越来越大。实验获得的条纹结构与不同频率扰动波相互作用直接数值模拟获得的条纹结构现象一致。通过对比分析,认为边界层内不同频率扰动波相互作用是产生条纹结构的一种机制。     

粗糙元诱导的高超声速边界层转捩

基于有限体积方法,直接数值模拟了高超声速边界层内不同形状粗糙元导致的强制转捩现象;为了能够深入探究强制转捩机理,解析小尺度运动,同时又能够较好地捕捉激波,采用高阶色散最小耗散可调（MDCD）格式对Navier-Stokes方程组对流项进行重构。计算结果表明,数值结果与对应的实验值吻合较好;该方法能解析小尺度的流动结构以及规则结构的破碎与失稳过程,可揭示粗糙元引起的强制转捩机理,即此类强制转捩主要由粗糙元顶部的三维剪切层失稳导致。对多种粗糙元的转捩效果进行了定量研究,影响因素包括粗糙元形状、几何参数等。     

基于数值模拟的流场附面层边缘识别方法

附面层边缘通常取在速度达到主流速度0.99倍的位置,而复杂流场中主流流动往往并不均匀,给附面层边缘的准确识别造成了困难。为解决此问题,提出了用"参考主流"代替实际主流识别附面层边缘的方法:通过零剪切力滑移壁面边界条件下数值模拟得到不受附面层干扰的参考主流,在根据附面层定义确定附面层边缘时以该参考主流中的速度代替实际的主流速度。通过斜楔压缩和弯曲压缩两个超声速压缩流场对该识别方法进行了验证,所得到的斜楔压缩出口截面上附面层厚度与采用实际主流速度判断得到的厚度相对误差仅4.1%。根据该方法的识别结果对弯曲压缩型面设计进行附面层修正后,弯曲激波高度与无黏设计值之间的误差从修正前的2.0%降低至0.3%,压缩面末端压力的相对误差从修正前的6.6%降低至2.3%。该方法避免了指定主流速度的主观性,识别结果较为准确。     

曲边单元间断有限元方法求解二维Euler方程

考虑到间断有限元方法对边界的敏感性,采用基于八节点曲边四边形单元的间断有限元方法求解了Euler方程的圆柱绕流问题。详细推导了八节点四边形单元的变换关系,给出了Jacobi矩阵行列式的具体表达式。对比直边单元和曲边单元的计算结果,采用曲边单元后,计算结果符合Euler方程的无粘假设,得出了八节点四边形单元间断有限元方法求解Euler方程是合适的结论。     

风洞流场扰动和转捩区流场的相关性分析

本文通过实验研究了风洞实验区流场的扰动与边界层转捩区内的速度脉动及其强度、谱特性和两者之间的相关性,提出了实验区流场的扰动对转捩区流场起作用的条件和规律(即转捩对外界扰动响应的条件),这项工作是研究修正风洞背景流场噪声和湍流度对转捩雷诺数影响的基础。     

声激发控制边界层转捩实验研究

本文对声激发控制边界层转捩问题在低湍流风洞中进行了实验研究。展向一排九只小发声器装在表面带小孔的平板模型内。用液晶膜技术显示边界层状态,根据表面热膜信号确定强迫边界层转捩所需输入发声器的最小功率(转捩阈值)。实验结果表明:边界层转捩位置可以用内声激发扰动控制。能迫使层流边界层转捩的声扰动频率范围远比模型试验的Tollmien-Schlichting波频率范围宽。转捩阈值出现最小值的有利输入频率与发声器本身的频率特性有关。应用低脉冲比的声扰动对控制边界层转捩更为有效。多发声器之间的相互干扰对转捩阈值的影响大多数情况下是有利的,然而实验中也发现有声扰动相互抵消的不利情况。