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。     

γ-Re_θ模式应用于高速边界层转捩的研究

应用γ-Reθ转捩模式对超声速、高超声速边界层转捩进行数值模拟。γ-Reθ模式通过求解关于当地雷诺数和间歇因子两个输运方程给出转捩起始位置和转捩区长度等信息。本文对马赫数3.5至7范围内的四种算例进行计算,研究了来流雷诺数、攻角变化和头部钝化半径等关键参数的变化对γ-Reθ模式预测流动转捩性能的影响。给出了壁面摩擦阻力系数、热流值与实验值的对比以及壁面附近间歇因子等值线分布等计算结果。γ-Reθ模式能够正确预测攻角和钝化半径变化时转捩位置和流动参数的变化趋势;在较大雷诺数时计算结果与实验值吻合很好。γ-Reθ模式对于超声速或高超声速边界层转捩的模拟仍需修正和改进。     

高超声速边界层的转捩问题

取40km高空处的气体参数,对来流马赫数为8、10和12等三种不同情况的平板边界层和楔角为20°的楔型体边界层,做了转捩发生位置的预测。所用方法为改进的eN方法。结果发现,壁面条件对是第一还是第二模态波决定转捩位置有很大关系。如对于传统的eN方法,如果取N为10作为转捩判断标准,对马赫数为12的楔体边界层,等温壁条件下由第二模态波决定的转捩位置距前缘13m左右,而平板边界层中两模态波所决定的转捩位置距前缘均超过50m。而采用改进的eN方法,平板边界层中两模态波所决定的转捩位置距前缘均超过10m,而对马赫数为12的楔体边界层,两模态波所决定的转捩位置距前缘均出现小于5m的情况。     

转捩模式与转捩准则预测高超声速边界层流动

对原始的k-ω-γ转捩模式和"层流+转捩准则"模型进行了改进,在2种方法中分别增加了横流模态时间尺度和横流转捩准则用于预测横流失稳诱导转捩。通过对网格预处理可并行计算获得边界层外缘信息以及边界层内横流速度。采用不同雷诺数条件下的0°攻角尖锥以及HIFiRE-5外形对2种方法预测高超声速边界层转捩的性能进行了比较分析。研究结果表明,2种方法均能正确反映高超声速边界层转捩起始位置和转捩区长度随雷诺数的变化趋势,但不能捕捉转捩区热流峰值;"层流+转捩准则"模型计算得到的传热系数在全湍流区较k-ω-γ转捩模式偏高。对于同时存在流向不稳定和横流不稳定的HIFiRE-5外形,改进的k-ω-γ转捩模式和改进的"层流+转捩准则"模型相比于原始的模型均能更加准确地预测中心线两侧横流失稳诱导形成的转捩;对于中心线附近因速度剖面拐点引起的边界层转捩,"层流+转捩准则"模型由于与边界层厚度相关,预测得到的转捩位置较试验结果靠前,k-ω-γ转捩模式与试验结果吻合很好。     

粗糙壁面诱导的流动转捩数值模拟方法

为预测粗糙壁面诱导的流动转捩,对Langtry提出的γ-Re_θ转捩模型增加粗糙壁面的比耗散率和涡黏性的边界条件,并对模型中的经验关联函数——转捩动量厚度雷诺数进行修正,引入等效沙粒表面粗糙度作为变量,使模型具有一定的预测粗糙壁面诱导的流动转捩的能力.对粗糙平板自然转捩算例和变压力梯度平板绕流算例进行数值模拟,计算结果与风洞实验数据符合的较好.主要结论如下:表面粗糙度一般会增加边界层内的传热系数和阻力系数,同时使层流到湍流的转捩位置提前;自然转捩的转捩位置受表面粗糙度影响较大,与光滑壁面相比,平板算例中0.15mm的表面粗糙度使转捩位置提前40%;分离诱导转捩的转捩位置受表面粗糙度影响较弱,随着表面粗糙度逐渐增加,转捩位置和分离泡位置略有后移,且分离泡强度逐渐减弱,分离泡之后的阻力系数增加.      

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。     

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。     

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...     

高超声速飞行器前体边界层强制转捩数值模拟

边界层强制转捩是保证超燃冲压发动机进气道正常启动的关键技术之一,k-ω-γ转捩模式是适用于高超声速边界层转捩预测的方法。为研究该方法对边界层强制转捩的预测性能及不同转捩带对边界层强制转捩的影响特征,对原始的k-ω-γ转捩模式进行了壁面温度影响修正,采用修正的k-ω-γ转捩模式对高超声速飞行器进气道前体边界层强制转捩进行数值分析,计算了光滑外形、钻石型转捩带外形和斜坡型转捩带外形在马赫数Ma=6,7条件下的边界层转捩,并与试验结果进行了对比。研究结果表明,修正的k-ω-γ转捩模式对边界层强制转捩具有较好的预测能力,计算得到的转捩起始位置与试验结果基本吻合。两种转捩带强制转捩效果明显,其中:钻石型转捩带产生的扰动强于斜坡型转捩带,且转捩区长度较斜坡型转捩带短;斜坡型转捩带在控制边界层流动分离、减小流动横向溢出效果上优于钻石型转捩带。     

简化三方程转捩模型在高超声速流动中的应用

在雷诺平均方法的基础上,通过耦合k_(-ω)SST湍流模型和间歇因子转捩模型,引入湍流模型和转捩模型的可压缩修正方法,对高超声速平板、双楔、尖锥三类模型边界层转捩流动开展了数值模拟研究。与实验结果的对比分析表明基于压力梯度表征参数T_w=R_(TΩ/ω)的简化三方程转捩模型,能够准确捕捉高超声速平板边界层流动的转捩起始位置、转捩区域长度以及湍流区壁面热流。而对于双楔、尖锥模型,改进前的简化三方程转捩模型由于受到流动可压缩效应的影响,边界层转捩后湍流区的壁面热流模拟预测结果明显高于实验值。在添加模型可压缩修正方法后,转捩区域长度和湍流区壁面热流模拟结果得到有效改善,与实验值吻合较好。可见,简化三方程转捩模型在添加可压缩修正方法后具备准确模拟预测高超声速边界层流动转捩的潜力。     

超声速/高超声速边界层转捩后期流场的模态分析

将动力模态分解(DMD)方法应用到超声速和高超声速边界层转捩后期的流场分析中,通过获得流场主要的相干结构和对模态的重构,研究了相干结构与壁面阻力和热流的关系。结果表明超声速和高超声速边界层转捩的流场结构存在明显差别。超声速转捩流场由低频流向涡的模态主导,这些模态对转捩后期的壁面阻力和热流有重要贡献;高超声速转捩流场中存在多个不同量级频率的模态,在DMD频谱上表现为多个不同的分支,通过对不同分支能量最高的模态进行考察,我们发现低频模态的结构为流向条带,高频模态的结构为二维扰动波,这些模态对壁面阻力和热流的影响与模态的结构形式类似。     

离散粗糙元诱发边界层转捩的实验研究

针对直升机转子叶片模型表面离散粗糙元诱发边界层转捩问题开展了实验研究,分析不同雷诺数下粗糙元尺寸参数对转捩位置的影响。实验在中航工业气动院直升机转子叶片模拟装置进行,在模型转子叶片表面布置不同尺寸的离散柱状粗糙元,利用红外热像技术探测边界层转捩,并提出一种基于湍流／层流区域面积比的转捩位置判定准则,目的是实现边界层转捩位置自动识别,进而分析粗糙元尺寸参数对转捩位置的影响。实验转速为300至600 r／m,对应叶尖切向速度为25～40 m／s。实现了对旋转叶片边界层转捩位置的定量测量,通过实验验证,转捩位置判定算法正确可靠,初步得到了不同高度 DRE 诱发转捩位置与雷诺数之间的关系,随着粗糙元高度的增加,转捩位置逐渐靠前。     

应用一个新的具有转捩敏感性两方程低雷诺数湍流模型预测转捩流动

本文基于Launder-Sharma(LS)低雷诺数的 两方程湍流模型发展了一种新的具有转捩敏感性的低雷诺数湍流模型。针对LS模型的可实现性(realizability)问题和前缘滞止点湍动能预测过大的不足,新模型进行了改进。新模型只使用当地物理量,不需要求解壁面距离、Y+和边界层积分参数。新模型能够适用于广泛的流动,且容易应用到通用的CFD程序中。对具有详细数据的零压力梯度平板转捩边界层T3A实验的模拟结果显示,新模型能够预测转捩流动,并能对自由湍流变化给出合理的响应。 关键词：航空、航天推进系统;转捩模型;转捩流动;数值模拟     

高超声速进气道钻石型强制转捩装置的转捩准则研究

针对吸气式高超声速前体/进气道外形,利用在Φ600mm脉冲燃烧风洞和Φ0.5m高超声速风洞上获得的边界层转捩试验数据以及CFD流场计算结果,研究了前体边界层强制转捩区域的起始位置及其影响参数。采用回归分析方法,提出了一种适用于常规风洞和脉冲燃烧风洞、能够预测自然转捩和钻石型强制转捩起始位置的转捩准则。这个转捩准则考虑了边界层外沿的马赫数、雷诺数,以及总温/壁温比、来流气体平均分子量、粗糙元高度等影响转捩位置的主要因素;当粗糙元高度为0时,强制转捩准则退化为自然转捩准则。转捩准则成功推广到X-43A进气道风洞试验,预测最大偏差约为进气道全长的13%,可以应用到工程项目的转捩预测中。     

基于边界层转捩的高超声速进气道特性研究

为了探索边界层非强迫转捩对进气道性能的影响,采用数值计算的方法开展了边界层转捩对轴对称混压式高超声速进气道流场特性的研究。研究表明:随着进气道中心锥锥尖钝化半径增大,边界层转捩先推迟。当锥尖钝度大到一定程度时,边界层转捩位置前移。随着钝化半径进一步增大,边界层转捩再次推迟,转捩位置逐渐后移。来流湍流度越大,边界层越不稳定,边界层转捩越易发生。与湍流边界层相比,考虑边界层转捩时进气道的总压恢复系数及流量系数较高、热载荷及阻力系数较小,Ma=6.5时喉道处总压恢复系数最高上升17.3%,进气道阻力最大下降17.4%。边界层转捩对壁面热流密度分布影响较大,但对壁面压力分布影响较小。钝化影响进气道的自起动性能,随着钝化半径增大,自起动马赫数升高,而边界层转捩对进气道自起动性能影响较小。     

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%。     

高超声速边界层的转捩及预测

首先描述了边界层转捩的基本过程及研究内容。在此基础上,指出了高超声速边界层不同于不可压缩边界层的流动不稳定性特性,并介绍了边界层的转捩机理与感受性特征;给出了高超声速三维边界层中预测转捩的常用方法,并着重介绍了多用于工程实际的e N方法以及对e N方法的理性改进,同时列举了在高超声速三维边界层中应用e N方法实现转捩预测的多个实例。最后,分析并总结了高超声速边界层转捩预测所存在的困难及需要解决的问题。     

应用改进的低雷诺数湍流模型预测转捩流动

基于Launder-Sharma(LS)低雷诺数k-ε两方程湍流模型发展了一种改进的具有转捩敏感性的低雷诺数湍流模型.针对LS模型的可实现性(realizability)问题和前缘滞止点湍动能预测过大的不足,模型进行了改进.改进模型只使用当地物理量,不需要求解壁面距离、y+和边界层积分参数.改进模型能够适用于广泛的流动,且容易应用到通用的计算流体动力学(CFD)程序中.对具有详细数据的零压力梯度平板转捩边界层T3A实验的模拟结果显示,改进模型能够预测转捩流动,并能对自由湍流变化给出合理的响应.      

真实气体效应对双楔绕流流动特性的影响

为研究高马赫数下真实气体效应对双楔绕流流动特性的影响，采用量热完全气体模型和化学非平衡气体模型两种气体模型对层流流态、转捩流态、全湍流流态的双楔绕流流场进行了数值模拟，其中转捩流态计算采用基于间歇因子的γ-Re_θt转捩模型，全湍流计算中采用k-ωSST湍流模型。结果表明：双楔拐角附近发生流动分离，与量热完全气体模型相比，相同流态下，化学非平衡气体模型计算得到的分离区尺寸更小。在边界层转捩位置的分析中发现，双楔拐角附近的分离区对边界层转捩有重要影响，分离激波产生的位置与边界层开始转捩的位置高度吻合，与量热完全气体模型相比，化学非平衡气体模型时的边界层转捩起始位置更靠后。针对真实气体效应下单位雷诺数、拐角角度对边界层转捩的影响规律研究发现，真实气体效应在一定程度上抑制了分离区内的转捩流动，随着单位雷诺数减小、拐角角度增大，真实气体效应对边界层转捩的影响随之增大。     

圆柱尾迹影响平板边界层转捩的实验研究

利用氢气泡和染色液流动显示的方法,在水槽中研究了圆柱尾迹对平板边界层转捩的影响。重点讨论圆柱与平板的流向距离和法向距离以及圆柱直径等几何参数对边界层转捩的不同作用,发现平板边界层转捩开始点的位置由尾迹与边界层作用的初始位置决定,这一位置由圆柱与平板的相对几何位置来确定。转捩区长度与边界层内部流体性质、扰动强度等有关,同时也受到圆柱、平板相对几何位置的影响。对转捩区近壁二次涡的产生和演化进行分析,发现尾迹对平板边界层的扰动是通过在近壁面诱导二次涡并影响二次涡的后续运动来体现,二次涡及其演化是边界层转捩位置大为提前的重要原因。