考虑转捩影响的翼型动态失速数值模拟

用数值求解雷诺平均NS方程的方法来对考虑转捩影响的中低雷诺数下振荡翼型动态失速进行数值模拟,计算中采用了k-ω SST两方程湍流模式,并加入Chen-Thyson转捩模型来模拟流动中的转捩效应.采用该方法分别对雷诺数Re=1.35×105和Re=7.7×104情况下NACA0012翼型的动态失速进行了数值模拟.计算结果显示:计算出的翼型动态失速气动力系数迟滞曲线与实测结果符合较好;对于Re=7.7×104的工况,实测的升力系数迟滞曲线中出现了高频振荡,计算结果有效地捕捉到了这一流动现象,并通过分析瞬时流线的计算结果揭示出尾缘涡的涡脱落是引起该高频振荡的主要原因.此外,通过数值计算分析了中低雷诺数下减缩频率对升力系数迟滞曲线的影响,从结果中看到,随着减缩频率的增加,翼型的失速攻角值会增加,升力系数峰值会增加;当减缩频率减小时,升力系数曲线中的高频振荡频率会增加.通过进一步计算分析知,升力曲线中高频振荡的产生不仅取决于减缩频率,还取决于流动的雷诺数,只有在中低雷诺数、较小的减缩频率下翼型动态失速的升力迟滞曲线中才有可能出现高频振荡.     

聚焦激光差分干涉法测量超/高超声速流动的进展

聚焦激光差分干涉法（Focused Laser Differential Interferometry，FLDI）作为一种非介入式高时空分辨率的测试手段，适用于高超声速风洞等极端实验环境。从典型FLDI的光路设计出发，介绍了FLDI技术的测量原理以及空间滤波特性；梳理了近年来国内外研究者为满足不同气动问题的研究需求，对典型FLDI技术做出的一系列改进；介绍了FDLI技术在超声速以及高超声速流场（包括高超声速自由流来流扰动、高超声速边界层不稳定波与转捩以及超声速射流噪声辐射等）测量中的应用。本综述展现了FLDI技术在超声速以及高超声速流场测量中的潜力，为后续开展FLDI技术的改进及相关高超声速流场精密测量提供参考。     

凹腔对高超声速边界层稳定性的影响

凹腔广泛存在于航空航天飞行器表面，如部件安装缝隙、高温烧蚀剥离等，对边界层转捩过程具有重要影响，是飞行器气动设计需要重点考虑的因素之一。为了探究不同尺度凹腔对边界层扰动波的影响规律，本文在固定来流条件下针对不同尺度的壁面凹腔，采用线性稳定性分析和高精度直接数值模拟，研究了高超声速（Ma=5.92）和超声速（Ma=1.38）边界层内扰动波经过凹腔的演化过程。结果表明：凹腔内部存在较强的回流区，其涡结构随着凹腔尺寸的增大变得复杂。对于高超声速流动，当凹腔位于快慢模态同步点上游时会促进扰动波发展，而位于同步点附近或下游时则起到抑制作用，且当凹腔位于同步点位置时抑制效果最佳；增加凹腔尺度（宽度或深度）会强化其对扰动波的控制效果。对于超声速流动，在不稳定区间范围内凹腔总是促进扰动波增长，并且随着凹腔尺度的增加促进效果增强。当凹腔尺度超过临界值后，凹腔内流动会发生自激振荡，进而给下游边界层引入新的扰动源，促进转捩的发生。本文研究结果对飞行器表面气动设计与热防护提供了重要参考。     

多孔壁面对高速边界层最优增长条带二次失稳的影响规律

边界层转捩是高超声速飞行器设计中的关键基础理论问题。当环境扰动强度较高时，将在模态扰动失稳区上游发生由最优增长条带二次失稳触发的亚临界转捩。为评估多孔壁面在亚临界转捩中的控制效果，以超/高超声速平板边界层流动为研究对象，建立了基于伴随抛物化稳定性方程的优化系统与求解方法。以最优扰动非线性演化形成的三维条带边界层为新的基本流动开展全局稳定性分析，研究表明：多孔壁面对第一模态频率范围内的二次失稳扰动为促进作用，对第二模态频率范围内的二次失稳扰动起抑制作用，并且转折频率接近局部快/慢模态的同步频率，对于工程应用中多孔涂层的布置方案具有一定的指导意义。     

CKDO一方程模型计算高超声速横流转捩

高超声速横流转捩集湍流-激波作用、可压缩、横流、转捩等难题于一身，基于雷诺平均N-S方程（RANS）的转捩建模是一项挑战。本文采用CKDO-tran计算高超声速横流转捩的经典标模—HIFiRE-5，分可压缩性效应、雷诺数效应和迎角效应进行评估，发现：不考虑可压缩效应的KDO-tran模型无法给出准确的预测，而不引入特定转捩机理，CKDO-tran仍然可以预测一系列雷诺数工况的高超声速横流转捩。迎角0°时，CKDO-tran可以较好地预测出双肺叶转捩图像，迎角为4°时，CKDO-tran产生的转捩线提前，但给出了与实验相似的转捩图像，具有进一步开发的潜力。对4°工况进行来流湍流度敏感性的研究发现，随着来流湍流度减小，CKDO-tran产生的转捩线逐渐后移，并且转捩图像与实验的相似性逐渐减弱直至消失。通过对迎角效应进行的分析，推测出来流-激波相互作用的建模是消除迎角效应的关键。     

高超声速三维边界层转捩数值研究进展及预测软件

高超声速边界层转捩问题已经成为飞行器设计需要考虑的一个关键因素，也是高超声速流动研究的热点和难点。三维边界层中存在横流、流向涡、接触线三种典型的流动结构和失稳特征，他们诱导转捩的机理不同。本文总结了低雷诺数湍流、γ-Re_θt、k-ω-γ、层流动能4种常用转捩模型的构造、适用性及应用情况，介绍了适用于三维边界层的BiGlobal、 PSE3D、 TriGlobal三种全局稳定性分析方法，分析了基于转捩预测e^N方法的e Malik、 LASTRAC、 LILO、HyTEN等转捩软件的优缺点，展望了高超声速三维边界层转捩研究及软件开发的未来。     

声学超表面抑制高速边界层内宽频不稳定模态研究

以声学超表面为研究对象，使用线性稳定性理论（LST），研究了声学超表面导纳相位与幅值对超声速平板边界层内宽频不稳定模态的影响规律。结果表明：当导纳相位θ接近0.5π时，第1模态被抑制的同时第2模态会被激发，且在较低频率范围内导纳幅值的增大能够使第1模态更加稳定；当导纳相位θ接近π时，可抑制第2模态但同时激发第1模态；整体上，导纳幅值越大，对不稳定模态的抑制或激发效果越明显。在此基础上，结合缝隙几何参数对导纳的影响，提出一种可实现性宽频抑制方案，通过分段设计声学超表面微结构的几何尺寸，实现了同时抑制第1模态和高频第2模态的目标,并使用e N方法验证了转捩抑制效果。