固定转捩和自由转捩流动预测方法验证

采用固定转捩位置和基于SST k-ω湍流模型的γ-Reθt转捩模型自由转捩模拟两种方法研究了RAE2822翼型流动转捩问题。先采用γ-Reθt转捩模型确定转捩位置,再采用所获得的转捩位置实施固定转捩位置计算,并与全湍流计算结果和其他软件计算结果进行了对比。表明两种方法均能有效捕捉超临界翼型流动转捩现象,固定转捩位置模拟结果基本上重现了自由转捩预测结果。     

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。     

用转捩模型预测转捩及确定最佳粗糙带高度

采用SST k-ω二方程湍流模型,附加γ-Reθ转捩模型对不同迎角下的NACA0012翼型绕流进行了转捩预测,计算预测的转捩位置与实验结果符合较好,说明γ-Reθ转捩模型对转捩位置具有较好的预测能力。进一步用模型对带有粗糙带的翼型进行转捩预测,获得了不同雷诺数下刚好激发转捩又不引起过大局部压力扰动和附加阻力的最低粗糙带高度,对固定转捩风洞实验有指导意义。     

横流不稳定性转捩预测模型

由于Langtry和Menter提出的γ-Re_θt边界层转捩模型只能预测流向的边界层转捩现象,因此继续改进该转捩模型使其具有横流不稳定性转捩的预测能力显得非常必要。通过对经典Falkner-Skan-Cooke (FSC)三维边界层相似解的理论分析和数值求解,结合Thwaites压力梯度因子与当地后掠角构建的函数关系来求解复杂构型的当地Hartree压力梯度因子β_H以及形状因子H₁₂,采用由试验数据标定的C1准则关系式获得横流转捩位移厚度雷诺数,从而建立能够对复杂构型进行横流不稳定性转捩预测的转捩判据。应用所建模型对30°前缘后掠角的ONERA-M6机翼和变前缘后掠角的DLR-F5机翼以及标准6:1椭球标模进行了横流不稳定转捩数值模拟,计算结果显示转捩位置均与试验数据吻合较好,证明了该模型的合理性和实用性。     

横流转捩模型研究进展

本文对横流转捩模型的研究进展进行了整理与回顾。首先分类归纳了目前常用的多种边界层横流不稳定诱导转捩判据,详细分析其构建思路和判据特性,并介绍判据相关研究工作。其次分类探讨了基于不同横流转捩判据的各类横流转捩模型,给出模型的具体构造形式和耦合方法,指出模型的适用范围、优势和局限性。最后对横流转捩模型领域的发展方向进行了展望。     

空天飞机的边界层转捩

本文概述了边支转捩对空天飞机性能的影响，在介绍确定边界层转捩起始点的线性稳定性理论和简单关联公式之后，又从噪声影响、头部钝头影响和钝锥飞行试验结果等几方面，讨论了线性稳定性理论的应用，接着介绍了采用转捩函数来确定转捩区的方法。从飞行试验、理论计算和风洞试验等三方面，探讨了进一步研究高超声速边界层转捩的途径。重点介绍了ＮＡＳＡ Ｌａｎｇｌｅｙ研究中心的超声速、高超声速静风洞技术的发展，最后，对今后空     

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。     

边界层转捩的数值模拟

在数值模拟中将Abu-Ghannam&Shaw(AGS)转捩模型引入到湍流模型中,以考虑流动中的层流和转捩现象,并在此基础上,分别对低雷诺数情况下的平板和涡轮叶栅流动进行了模拟,并与实验结果进行了比较,表明加入转捩模型可以较好地描述边界层的转捩过程。同时,结果还表明AGS转捩模型对压力梯度变化较大情况下的模拟稍有偏差。      

锯齿形转捩片触发高超声速进气道边界层转捩的大涡模拟

为促进锯齿形转捩片在高超声速进气道中的应用,以地面风洞条件下的二元进气道为研究对象,采用高精度大涡模拟方法对锯齿形转捩片在三级压缩楔面上触发的边界层转捩现象开展了研究。数值方法基于隐式亚格子模型,空间离散采用高精度通量限制型紧致格式,时间推进采用显式Runge-Kutta方法。数值模拟清晰捕捉到了边界层转捩的空间发展演化过程,并获得了统计平均流场以及流场脉动特征。数值模拟结果表明转捩片能够有效触发进气道压缩面边界层转捩;通过与等熵压缩面及单楔面数值模拟结果的对比分析,获得了转捩片触发边界层转捩的内在机理,为后续研究工作奠定了基础。     

基于Gamma-Theta模型的固定转捩数值模拟研究

采用γ-~Reθt转捩模型,对NACA0012翼型的固定转捩进行数值模拟,计算了不同雷诺数下刚好激发转捩又不引起过大局部压力扰动和附加阻力的最低粗糙带高度,说明了γ-~Reθt模型模拟固定转捩的能力。通过计算低雷诺数下固定转捩来模拟高雷诺数下自然转捩,计算结果表明固定转捩可以较好地模拟自然转捩。这两种计算结果对风洞试验都有重要的指导意义。     

Attitude Head Pursuit Transition Guidance Law

As an improved guidance method, the attitude head pursuit guidance (AHPG) law enables the attitude pursuit guidance (APG) law to be more suited to transition guidance of air-to-ground missiles. By adding a head angle into the attitude angle of APG, AHPG directs the missile axis onto the line of sight (LOS). The maximum range trajectory simulation shows that the elevator deflection angle reaches the saturated value of 10° at the outset and the impact angle is less than 60° when APG is used as transition guidance law. However, the elevator deflection angle on the whole trajectory is reduced to under 5° and the impact angle increased to over 60° when AHPG is used. The formulae to calculate head angles are derived for different target distributions. The simulation of multiple trajectories shows that with the help of the formulae based on AHPG law, the same performance could be achieved.     

支线航空及其售后服务市场正在转型

受国际油价持续走低、航空公司运力有限等因素影响,老旧支线飞机逐渐延迟退出市场。支线飞机维修企业相应地也在调整战略方向--在拓展新型飞机维修能力的同时,继续提供老旧飞机的维修服务。而且鉴于未来新一代飞机检修间隔延长、维修需求减少的状况,维修企业正在寻求扩大业务范围的机会,以弥补其业务空缺。     

可压缩流动转捩的迭代求解

本文叙述了高速可压缩边办流动稳定性和转捩点预报的数值计算方法，特别是Ｒａｙｌｅｉｇｈ反迭代法与边界层渐近匹配方法的配合，有效地提高了计算精度，节省了存储和计算时间，本文给出的评定界层第一模式的稳定性分析和转捩区数值预报结果，与已有的实验结果一致。     

转级模式对三维内转组合进气道模态转换性能的影响分析

为满足Xiamen Turbine Ejector Ramjet（XTER）组合循环发动机的工作需求,设计了一种具备涡轮、引射火箭、冲压三种模态,工作速域范围Ma∞=0~6的三维内转四通道组合进气道。重点对比分析了引射火箭至冲压的模态转换过程在固定马赫数转级（Ma∞=4.0）和区间马赫数转级（Ma∞=3.0~4.0）模式下的流动与性能特性。结果表明：该进气道在两种转级模式中均正常工作,进气道的捕获流量均能实现由引射火箭通道向冲压通道平稳过渡。固定马赫数转级时,由于分流板的调节,进气道总流量系数由0.92降至0.91,喉道马赫数从2.47降至1.99。引射火箭通道出口总压恢复系数随分流板的逐渐关闭从0.28下降至0.13,冲压通道出口总压恢复系数从0.27升至0.48。区间马赫数转级时,进气道总流量系数从0.89上升至0.91,喉道马赫数从1.63增至1.99。引射火箭通道的出口总压恢复系数随分流板的逐渐关闭从0.60下降至0.13,冲压通道出口的总压恢复系数从0.55下降至0.48。两种转级模式下,冲压通道的抗反压能力均逐渐增强,但结合通道内流动特性与各项性能参数,选择区间马赫数下转级可提高该组合进气道的综合气动性能。     

某型燃气轮机涡轮过渡段流场的数值模拟

对某型燃气轮机涡轮过渡流道流场进行数值模拟,得到了与实验结果比较吻合的计算结果。结果表明:过渡段内流动为亚声速流动,沿流道有较大的逆压梯度,整流支板的作用类似于扩压叶栅。该方法与结果为此类过渡流道的设计提供了参考,并为以后的进一步改进和优化打下了坚实的基础。     

Transition radio emission of mildly relativistic particles

We report new calculations of transition radiation spectra which are correct for arbitrary energy of a particle at all frequencies down to plasma frequency. The importance of the emission mechanism for solar flares are discussed.