温度对高速平板边界层转捩雷诺数的影响

为了深入研究温度对高速边界层稳定性和转捩的影响,并对不同温度条件下的转捩结果进行关联,采用线性稳定性理论和eN方法,对不同壁温、总温条件下的高速平板边界层进行了稳定性分析和转捩预测。温度条件对转捩的影响体现在两方面,一方面会改变快、慢模态的分枝特性,由此改变扰动的线性增长路径;另一方面可以改变边界层本身的不稳定性,引起扰动增长幅值和转捩位置的变化。结果表明,壁温或总温的变化,会产生不同的模态分枝类型,且总温的增加对边界层起稳定作用。另外,发现对于相同马赫数,在不高于1000K的壁温条件下,扰动的增长与壁温存在一致性的变化规律,结合eN方法,获得了转捩雷诺数与壁温比和N值的函数关系式。利用该公式,可以对不同初始扰动幅值和壁温条件的边界层转捩进行预测和关联。     

超声速尾迹-剪切流的混合增强

超声速条件下燃料和空气之间的高效混合是超然冲压发动机技术上的主要挑战。基于大涡模拟和流动稳定性分析,针对超声速尾迹-剪切流动开展了混合增强方法研究。尾迹的存在改变了混合层流动的速度剖面,对流动稳定性产生了重要影响,使混合层由三维最不稳定变为二维最不稳定,最不稳定扰动波频率和增长率增大。基于流动稳定性结果引入扰动的混合增强方式依然有效,根据稳定性结果设计了波纹隔板。数值结果表明：二维波纹壁引入的扰动未能增长,不具备混合强化效果,而三维波纹壁引入的扰动能够快速增长,具有混合强化效果,且波纹壁参数越接近最不稳定扰动波参数,混合强化效果越明显。     

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。     

抛物化Navier-Stokes方程在求解高超声速流动稳定性分析 的基本流中的应用

通过在边界层内部使用边界层上缘的流向压力梯度代替该处的流向压力梯度,对传统抛物化Navier-Stokes(PNS)方程求解中的流向压力梯度的处理方法进行改进,从而使它可以求解用于稳定性分析的高超声速流动的基本流,并分别计算了平板、零攻角钝锥和小攻角钝锥三种典型算例.对于流向没有分离,且横向流动不强的流动,使用PNS方程计算高超声速流动稳定性分析用的基本流是可靠的.特别是改进后的方法求得的基本流的稳定性分析结果与直接求解Navier-Stokes(N-S)方程的结果非常吻合,但计算的时间消耗和空间占用都减少了一个数量级.