超声速混合层气动声场的数值模拟

超声速混合层的噪声是气动声学研究的经典问题,制约着航空发动机性能的提升。本文用数值方法对超声速混合层声辐射特性进行研究,具体方法:用抛物化稳定性方程(PSE)计算混合层近场大尺度扰动演化,结合一种基于渐进展开和稳定性分析的积分预测远场声压,得到快慢两种模态马赫波辐射的强度和方向。分析了上下侧来流温度对气动声场的影响,结果表明,上下侧温度比小于1时,慢模态占优;而上下侧温度比大于1时,快模态占优。     

非线性扰动方程研究平面混合层发声机制

在流动过程中由脉动引起的噪声问题在自然界和工业界中广泛存在,研究流动过程中不稳定波的发声机制对于理解、预测并最终控制气动噪声有着重要意义。本文以二维 Blasius 相似性解作为基本流场,以超声速混合层作为研究对象,采用非线性扰动方程(NLDE)研究超声速混合层不稳定波的近场动力学特性与远场声辐射之间的内在联系。针对不同类型的对流马赫数,分别研究对流马赫数 Mc =0.5(<1)和 Mc =1.2(≥1)两种情况下的扰动发声机制,结果表明：当对流马赫数 Mc <1时,流场中的发声机制主要由大尺度结构的涡条发声,且基本波与亚谐波之间的非线性作用能增强辐射强度;当对流马赫数 Mc ≥1时,根据扰动相速度是相对于上层还是下层自由流速度为超声速,可以进一步分为快慢两种模态,分别对快慢两种模态以及其相互作用模态进行了数值模拟研究,计算得到流场中的发声机制是以马赫波形式辐射向远场,即马赫波辐射,其辐角的计算结果与理论值相符。     

不同压比状态下超声速射流冲击斜板的声场/流场特性

为研究超声速射流冲击斜板的噪声特性及声源特性,针对不同压比下,超声速射流流场及声场分别进行了高频PIV（particle image velocimetry)测量与远场噪声测量。PIV测量结果可观测到激波格栅形成过程以及冲击斜板对它的影响。声场测量结果可捕捉到自由射流与冲击射流中不同的纯音频率随压比增加的转变过程。通过一一对比各纯音模态与流场模态,可区分各纯音模态的声源特性。结果表明:当压比在2.0~3.2之间时,共出现五种纯音模态:A模态纯音频率为剪切层大尺度涡脱落频率,此时流场呈现同轴模态;d模态和e模态中纯音频率主要为冲击纯音频率,且e模态出现时流场转化为螺旋模态,这是一种不稳定模态;当压比大于等于2.53时,纯音模态稳定成单一模态B,B模态纯音频率为啸叫频率,其流场结构转化回同轴模态,啸叫频率对斜板的存在与否不敏感;啸叫频率随着压比的增加逐渐减小,其二次谐频在基频幅值较小的方向上会出现一个强声波辐射。      

超声速平面剪切层多模态混合扰动数值分析

对Ma_c=1.2二维空间发展超声速平面自由剪切层进行扰动模态及流动结构数值分析.使用线性稳定理论和扰动直接数值模拟方法对超声速剪切层中不同流向站位的流动剖面进行扰动参数分析和局部扰动直接数值模拟,获得了剪切层不同站位处的扰动特性.通过特定单频扰动下的直接数值模拟,在剪切层的不同区域内,无相差地促发了慢模态、混合模态和快模态等多种声涡模态,得到了特定单频扰动促发的多模态无相差不稳定波.      

马赫数1.95超声速欠膨胀喷流声辐射数值分析

针对马赫数为1.95的欠膨胀超声速喷流声辐射特性,采用高精度计算格式的大涡模拟（LES）方法进行数值研究。通过对喷流平均流及湍流脉动统计结果的对比,确定数值方法的精确性。细致分析了超声速喷流流动特征,特别关注了其中激波胞格和湍流相互作用现象。基于流动与声场辐射间的关联性,分析了超声速喷流马赫波、宽频激波噪声辐射特性及形成机理。数值结果表明超声速喷流的剪切层演化及激波胞格与湍流间的相互作用构成欠膨胀超声速喷流的主要噪声源。     

孤立翼尖涡模态演化规律的实验研究

采用主动流动控制方法加快翼尖涡衰减破碎是提升机场起降频率、保证飞机飞行安全的最具潜力的技术之一。由于翼尖涡不稳定性认识的不足,已有的主动控制方法常常不能获得最优的控制效果。为了揭示翼尖涡不稳定模态的演化规律,采用体视粒子图像测速技术和线性稳定性分析方法对孤立翼尖涡的不稳定模态演化特征进行研究,结果表明：孤立翼尖涡的扰动模态可以根据其在特征值谱的位置分成主扰动模态、P族次级扰动模态、A族次级扰动模态、S族次级扰动模态4种;其中主扰动模态和P族扰动模态具有两瓣式的结构特征,决定了翼尖涡摇摆的各向异性特征,A族次级扰动模态具有流向速度波动大于横向速度波动的特征,S族次级扰动模态则具有更高的切向波数和作用范围。不同族扰动模态的流向演化规律不同,翼尖涡的主扰动模态和P族扰动模态沿流向发生旋转,并且扰动幅值随着流向逐渐放大,A族次级扰动模态随着流向发展会逐渐增大扰动幅值;S族次级扰动模态随着流向会逐渐覆盖住整个涡核,这种穿透涡核的扰动会随着流向进一步放大。描述了不同翼尖涡扰动模态的扰动能量随流向的演化规律,发现S族次级扰动模态有更高的切向波数特征,也同时具有较高的扰动能量增长,意味着利用S族次级扰...     

局部凹槽对高超声速边界层中第二模态扰动演化的影响

采用直接数值模拟方法研究了局部矩形凹槽对来流马赫数为6.0的高超声速平板边界层中第二模态扰动演化的影响。引入了透射系数(定义为凹槽下游与上游扰动渐近幅值的比率)来量化凹槽的局部散射效应。数值结果表明:对于较浅的凹槽,频率较低的第二模态扰动被促进,而高频扰动的规律相反。对于大多数情况,凹槽深度的增加使得透射系数减小,这表明凹槽对扰动的促进作用减弱或抑制作用增强。当凹槽的深度超过某一临界值时,透射系数与凹槽深度的关系变为正相关,这表明了另一机制的出现。临界深度受扰动的频率影响:频率越低,临界深度越大。      

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。     

低中等雷诺数超声速轴对称射流气动声场

采用线性抛物化稳定性方程(LPSE)方法对低、中等雷诺数条件下的超声速轴对称射流进行了研究。结果表明:射流中不稳定波的增长特性决定了声辐射的特性。在低雷诺数条件下,不稳定波的频率范围较窄,且由于不稳定波的增长区间较长,因此声辐射的范围较宽,声源不集中,声辐射的方向角不明确。在中雷诺数条件下,不稳定波的频率范围较宽,且由于不稳定波的增长区间较短,因此声辐射的范围较窄,声源集中,声辐射的方向角较明确;且随着斯特劳哈尔数增加,声辐射的方向角增加。在低雷诺数条件下,射流基本流的法向速度对射流气动声场的影响较弱,而在中等雷诺数条件下,其对射流的气动声场影响较强。      

高超声速流场对自由流扰动波响应及边界层扰动波演化

采用高阶精度有限差分方法直接数值模拟了来流慢声波作用下的钝锥高超声速绕流瞬态流场,分析了自由流扰动波与流场的相互干扰,并应用Fourier频谱分析了边界层扰动波时域和空域演化.结果显示:弓形激波出现连续的“∽”变形,初始扰动被显著放大,边界层内外扰动模态存在明显差别.从空域(沿流线)演化来看,在球头附近低频扰动为主导模态,出了球头区,总扰动模态中的低频和高频成分比例迅速转变,高频模态成分显著地增大.至流场下游,大部分低频分量衰减,或者不再增长,边界层内仅存在特殊频率的不稳定波快速增长.从时域演化来看,比起其他模态,主导模态的发展对上游激励的依赖更大.无论时域还是空域演化,都存在模态竞争现象.      

脉冲能量沉积对超声速射流/激波相互作用掺混的控制研究

为探究超声速射流掺混增强的有效控制方法,基于二维非稳态雷诺平均Navier-Stokes方程,研究了脉冲能量沉积对超声速射流与斜激波相互作用后增强掺混的控制机理和规律。宽度为5 mm的低密度平面射流同向完全膨胀射入马赫数为2.5的主流中,并与20°压缩斜面所产生的斜激波相互作用。在流场中引入脉冲能量沉积对射流掺混进行控制,并考虑射流马赫数、射流长度、能量沉积位置及激励频率对掺混效果的影响。对比激励流场与基础流场,结果表明:脉冲能量沉积的加入诱导射流形成大尺度涡结构,显著提高射流的掺混效果;能量沉积位置对于不同马赫数射流的掺混增强具有不同的控制效果;激励前后射流宽度的对比表明,脉冲能量沉积的无量纲激励频率在0.22附近时,可使得射流的掺混效果最佳。     

中心支板式RBCC发动机引射模态流动与燃烧研究

为了深入认识引射模态工作机理,针对中心支板式RBCC发动机,在飞行马赫数2、不同内置火箭流量时的工作情况进行了全流道一体化的数值模拟,并对其内流场特征、火箭射流/引射空气掺混发展特征以及复合型释热规律和火焰结构等开展了详细分析。研究发现:RBCC发动机引射模态下的流动掺混燃烧过程是一个复杂且高度耦合的过程。在即时预混燃烧(SMC)模式下,燃烧过程主要在内置火箭射流与来流空气之间形成的剪切层内进行;流道上游剪切层厚度较薄,温度和组分浓度梯度较大,掺混速率快;高释热区集中分布在流道上游,可分为超声速释热区和亚声速释热区;流道内的燃烧反应以扩散燃烧为主,随着掺混过程的进行逐渐向预混燃烧过渡。提高火箭流量,流道内温度升高,反应持续距离增加,但掺混效率降低。     

受限混合层的线性稳定性

针对超声速边界层/混合层组合流动,利用可压缩线性稳定性理论研究了流动的线性失稳特性。基本流场选取了具有不同速度特征的两股来流,采用双曲正切的混合层剖面叠加可压缩边界层自相似性解剖面构造。重点考察了混合层中心与壁面距离、对流马赫数等参数对组合流动稳定性特征的影响,其中壁面采用绝热壁面。混合层中心与壁面的距离为5~15倍的边界层厚度,混合层的对流马赫数为0.6~1.2。结果表明:该组合流动中存在独特的多重不稳定模态,并相互影响;且其不稳定模态随着壁面距离及对流马赫数的变化呈现出不同的主导行为。      

连续超声速射流对撞的试验研究

为研究2级脉冲爆震发动机中射流对撞的机理,开展了自由空间内连续超声速射流对撞的试验,通过分析流场阴影、动态压力和辐射噪声揭示连续超声速射流对撞的机理。结果表明:自由空间内连续超声速射流对撞后产生的激波出现3种运动模态:拉锯脉动模态、左右摇摆模态和弓型旋拧模态。激波的拉锯脉动模态导致的压力脉动幅值较大,具有周期性;左右摇摆模态和弓型旋拧模态导致的压力脉动幅值较小,具有随机性;射流对撞产生的啸叫频率低于声源的压力脉动频率。     

强迫振动下超声速混合层的掺混特性

利用实验研究与数值仿真相结合的方法,对强迫振动下对流马赫数为0.22的超声速混合层的掺混特性进行了分析,采用动量混合、雷诺应力以及标量混合指标对超声速混合层的掺混效率进行评估.研究结果表明:强迫振动对超声速混合层的掺混特性有重要影响.与无振动下相比,强迫振动使混合层的失稳位置提前,卷起的展向涡尺度变大,加快上下两层流动的混合.同时,强迫振动下,动量混合和标量混合更加充分.振动频率为4500Hz时,雷诺应力峰值提高约48%,薄平板后缘下游160mm处,动量厚度增长120%.