高超声速椭圆锥边界层横流转捩特性大涡模拟

横流效应显著影响高超声速飞行器的三维边界层转捩过程, 深化对该流动机制的认识有助于提升和改善飞行器气动性能及热力学环境. 针对HIFiRE5椭圆锥绕流问题, 采用大涡模拟方法计算分析了超声速边界层横流转捩特性, 并揭示其中的流动机理. 参考HIFiRE5风洞模型试验条件, 数值模拟中椭圆锥来流入口处施加人工速度扰动以激发边界层内不稳定扰动波, 进而预测了高超声速边界层流动横流失稳、转捩过程等基本流动特征, 并基于转捩热流分布形态对比, 获得了与试验数据基本吻合的计算结果. 研究发现, 椭圆锥中心线流动汇聚形成的流向涡结构非常容易失稳, 另外在中心线及侧缘之间的中部区域存在较强的横流不稳定性, 两种机制共同作用影响边界层转捩过程. 此外, 分析了来流扰动幅值对边界层横流失稳转捩的影响, 并发现静来流条件下, 横流区域出现两组独立的定常横流涡结构, 而强噪声来流条件下, 中心线主涡和中部横流涡均发生失稳转捩, 且在椭圆锥表面形成多峰状的转捩阵面. 最后, 深入分析流场的压力脉动动力学特性, 揭示了三维边界层发生失稳转捩的非线性演化机制.      

多孔表面推迟高超声速边界层转捩的机理

利用线性稳定性理论分析（LST）结合直接数值模拟（DNS）研究高超声速多孔表面边界层流动的失稳特征,分析多孔表面推迟高超声速边界层转捩的机理.在Ma=6,Re=2.0×10⁴（参考长度为入口处边界层位移厚度）条件下获得平板边界层及不同孔隙排列情形下平板边界层的典型流动特征,并采用LST方法分析光滑平板及多孔平板扰动的增长率及累计放大率.研究表明三维顺排及错排多孔表面都可以抑制第二模扰动的发展,推迟高超声速边界层转捩,但顺排多孔表面推迟高超声速边界层转捩能力更强.     

前缘形状对钝三角翼边界层稳定性及转捩的影响

选择典型高速流动条件,基于线性稳定性理论研究了不同前缘几何特征对典型大后掠角平板钝三角翼外形高速边界层流动稳定性及转捩的影响.研究表明,椭前缘(截面为椭圆)形状的变化仅影响前缘附近的流场特征和边界层流动稳定性;前缘截面长短轴比(形状因子)变大,前缘形状变尖,则横流速度变大,扰动波增长率变大;对于横流模态和第1模态,不同...     

前缘曲率对三维边界层内被激发出非定常横流模态的影响研究

三维边界层感受性问题是三维边界层层流向湍流转捩的初始阶段,是实现三维边界层转捩预测与控制的关键环节.在高湍流度的环境下,非定常横流模态的失稳是导致三维边界层流动转捩的主要原因;但是,前缘曲率对三维边界层感受性机制作用的研究也是十分重要的课题之一.因此,本文采用直接数值模拟方法研究在自由来流湍流作用下具有不同椭圆形前缘三维（后掠翼平板）边界层内被激发出非定常横流模态的感受性机制;揭示不同椭圆形前缘曲率对三维边界层内被激发出非定常横流模态的扰动波波包传播速度、传播方向、分布规律、感受性系数以及分别提取获得一组扰动波的幅值、色散关系和增长率等关键因素的影响;建立在不同椭圆形前缘曲率情况下,三维边界层内被激发出非定常横流模态的感受性问题与自由来流湍流的强度和运动方向变化之间的内在联系;详细分析了不同强度各向异性的自由来流湍流在激发三维边界层感受性机制的物理过程中起着何种作用等.通过上述研究将有益于拓展和完善流动稳定性理论,为三维边界层内层流向湍流转捩的预测与控制提供依据.     

三维边界层内诱导横流失稳模态的感受性机理

边界层感受性问题是层流向湍流转捩的初始阶段,在转捩过程中起关键性作用,尤其是三维边界层流动.因此,研究三维边界层感受性问题对进一步理解层流向湍流转捩机理以及湍流成因具有重要的理论意义.采用数值方法研究自由来流湍流与三维壁面局部粗糙相互作用下三维边界层的感受性问题,确定是否能在三维边界层内寻找一种新的横流失稳模态;确定在何种条件下三维边界层内能诱导出定常、非定常的横流失稳模态;探索自由来流湍流的强度、展向波数和法向波数以及三维壁面局部粗糙的大小和结构类型等因素在自由来流湍流与三维壁面局部粗糙作用下三维边界层内被激发出的感受性过程中有何影响,并确定何种横流失稳模态在三维边界层感受性过程中占据何种地位.对自由来流湍流与三维壁面局部粗糙作用激发三维边界层内感受性问题的深入研究,将有助于完善流动稳定性与湍流理论,为层流向湍流转捩过程的预测与控制提供合理的理论依据.     

无限薄平板边界层前缘感受性过程的数值研究

在边界层流中层流向湍流转捩机理的研究一直是人们所关注的重要理论课题之一.感受性阶段是边界层内整个转捩过程中的初始阶段,它在层流向湍流转捩过程中起着关键性的作用.但是,在过去的边界层前缘感受性研究中大多数都是针对外部声波小扰动,很少见到考虑在自由流中普遍存在的自由来流湍流作用下边界层内诱导前缘感受性问题的相关报道.本文采用直接数值模拟的方法,研究自由来流湍流与无限薄平板前缘驻点扰动作用下边界层流中前缘感受性过程的内在机理.数值结果发现,在自由来流湍流与无限薄平板前缘驻点扰动作用下边界层流中能被感受出一组小扰动波,且它们的色散关系、增长率、中性曲线等结果都与流动稳定性中的线性理论获得的理论解相一致,由此可知在边界层内被激发产生的一组小扰动波就是Tollmien-Schlichting波,这也证明自由来流湍流与无限薄平板前缘驻点扰动相互作用是激发边界层流中前缘感受性过程的另一种物理机理;另外,还探讨了自由来流湍流度以及自由来流湍流的运动方向对无限薄平板边界层前缘感受性过程有何影响等.总之,开展边界层前缘感受性过程的深入研究,有益于完善流动稳定性理论,将为层流向湍流转捩过程的预测提供合理的理论依据.     

前缘曲率变化对平板边界层感受性问题的影响

边界层感受性问题是层流向湍流转捩的初始阶段,是实现边界层转捩预测和控制的关键环节.目前已有的研究成果显示,在声波扰动或涡波扰动作用下前缘曲率变化对边界层感受性机制有着显著的影响.本文采用直接数值模拟方法,研究了在自由来流湍流作用下具有不同椭圆形前缘平板边界层感受性问题,揭示椭圆形前缘曲率变化对平板边界层内被激发出Tollmien-Schlichting (T-S)波波包的感受性机制以及波包向前传播群速度的影响;通过快速傅里叶分析方法从波包中提取获得了不同频率的T-S波,详细分析了前缘曲率变化对不同频率的T-S波的幅值、色散关系、增长率、相速度以及形状函数的作用;确定了前缘曲率在平板边界层内激发T-S波的感受性过程中所占据的地位.通过上述研究能够进一步认识和理解边界层感受性机制,从而丰富和完善了流动稳定性理论.     

转捩与湍流对激波边界层干扰及底部流动结构的影响

为研究转捩与湍流对激波边界层干扰及底部流动结构的影响,文章选取了二维与三维高超声速双斜面进气道模型与大钝头着陆器模型,并使用γ-Re_θ转捩模型开展数值模拟研究.研究表明,对于二维进气道模型,随着前缘钝度的增加,激波边界层干扰位置前移,分离区变大,与层流流动情况相比,有转捩流动发生时,激波边界层干扰位置后移,同时分离流动强度变弱,分离区缩小;对于三维进气道模型,其拐角附近的分离流动呈现明显的三维特征,转捩流动也存在三维流动结构,与静风洞状态相比,噪音风洞状态下,有转捩流动发生,对壁面热流影响较大,对激波系影响很小.对于着陆器模型,底部流动发生转捩,使得底部流动由不稳定非定常的流动结构变为稳定定常的流动结构,这有益于姿态控制设计.      

磷光热图技术在常规高超声速风洞热环境实验中的应用

通过采取快速插入、建立同步采集系统等措施,在中国航天空气动力技术研究院FD-07常规高超声速风洞建立了磷光热图技术,并成功地获得了平板三角翼模型表面热流分布.基于实验结果,初步分析了来流Reynolds数等参数对三角翼表面热流分布的影响.结果表明,三角翼外形中心线处转捩靠后,两侧转捩靠前,且随着来流Reynolds数的增加,转捩位置进一步前移.总的来说,磷光热图技术能够直观地显示流动转捩发生的位置以及转捩后湍流区的形状,为高超声速飞行器热防护设计提供了一种新的技术途径.      

合成冷/热射流控制超声速边界层流动稳定性

为了探究超声速边界层流动稳定性及其转捩控制机理,提出基于合成冷/热射流的边界层速度-温度耦合控制方法,并通过数值模拟研究了Ma=4.5超声速平板边界层不稳定波的传播,采用线性稳定性理论中的时间模式分析了壁面吹吸、射流温度、扰动频率、扰动振幅等对不稳定波控制效果的影响.结果表明:无射流控制时,边界层内同时存在不稳定的第一模态扰动波和第二模态扰动波,且二维波形式的第二模态占主导地位;壁面吹吸作用下,仅出现更加不稳定的第二模态,第一模态被抑制;速度-温度耦合控制下,射流温度对扰动模态的不稳定区域大小及扰动增长率影响显著,射流温度与来流温度不同时,温度的脉动使得流动转捩为湍流的速度加快,边界层速度型更加饱满,抗干扰能力增强,流动稳定性提高;高频的吹吸扰动对流场的控制效果优于低频扰动,扰动频率超过400 Hz时,第二模态扰动波时间增长率降低,扰动分量对边界层速度剖面和温度剖面的修正加快,第二模态更加稳定;扰动振幅减小为主流速度的1%时,仅出现时间增长率较小的第二模态,控制效果较好,进一步减小时,第一模态重新出现,并且波数范围与第二模态先重合后分离,对应的时间增长率先增加后减小.研究结果为边界层转捩控制技术提供了新的思路.     

毛细微槽内的相变传热的实验研究

本文对矩形毛细微槽竖直板的相变传热特性进行了实验研究。结果表明毛细微槽对相变换热具有很大的促进作用。当壁面过热度较小时,相变换热形式主要是三相接触线附近的蒸发换热机制。而当过热度较大时,微槽内发生剧烈的沸腾。微槽内相变换热的临界热负荷有两种产生机理:其一是当微槽长度较大时微槽内由于流动阻力而产生的液体输运临界;另一机理是当微槽长度较小时的池内沸腾临界现象,亦即由动态微液层模型决定的临界机理。实验还得到了微槽强化传热的最佳优化尺寸。     

高速流绕平板边界层特性研究

本项高超声速流绕平板的边界层特性实验研究在中国航天空气动力技术研究院(CAAA)的炮风洞中完成.为了研究分离流动特性, 选择了一项实验研究, 通过实验分别提供绕模型的附着流动与分离流动实验结果.其中第1个模型为顺流平板, 第2个模型为平板上安装突起物, 它们分别对应附着流与分离流动.文章专题研究平板绕流, 为附着流, 它是分离流动的基础.      

DNS of compressible turbulent boundary layer around a sharp cone

Direct numerical simulation of the turbulent boundary layer over a sharp cone with 20° cone angle (or 10° half-cone angle) is performed by using the mixed seventh-order up-wind biased finite difference scheme and sixth-order central difference scheme. The free stream Mach number is 0.7 and free stream unit Reynolds number is 250000/inch. The characteristics of transition and turbulence of the sharp cone boundary layer are compared with those of the flat plate boundary layer. Statistics of fully developed turbulent flow agree well with the experimental and theoretical data for the turbulent flat-plate boundary layer flow. The near wall streak-like structure is shown and the average space between streaks (normalized by the local wall unit) keeps approximately invariable at different streamwise locations. The turbulent energy equation in the cylindrical coordinate is given and turbulent energy budget is studied. The computed results show that the effect of circumferential curvature on turbulence characteristics is not obvious.     

High-order non-uniform grid schemes for numerical simulation of hypersonic boundary-layer stability and transition

The direct numerical simulation of receptivity, instability and transition of hypersonic boundary layers requires high-order accurate schemes because lower-order schemes do not have an adequate accuracy level to compute the large range of time and length scales in such flow fields. The main limiting factor in the application of high-order schemes to practical boundary-layer flow problems is the numerical instability of high-order boundary closure schemes on the wall. This paper presents a family of high-order non-uniform grid finite difference schemes with stable boundary closures for the direct numerical simulation of hypersonic boundary-layer transition. By using an appropriate grid stretching, and clustering grid points near the boundary, high-order schemes with stable boundary closures can be obtained. The order of the schemes ranges from first-order at the lowest, to the global spectral collocation method at the highest. The accuracy and stability of the new high-order numerical schemes is tested by numerical simulations of the linear wave equation and two-dimensional incompressible flat plate boundary layer flows. The high-order non-uniform-grid schemes (up to the 11th-order) are subsequently applied for the simulation of the receptivity of a hypersonic boundary layer to free stream disturbances over a blunt leading edge. The steady and unsteady results show that the new high-order schemes are stable and are able to produce high accuracy for computations of the nonlinear two-dimensional Navier–Stokes equations for the wall bounded supersonic flow.     

钝锥绕流流动稳定性分析与转捩预报

研究了超音速钝锥绕流的稳定性和转捩点预报的数值计算方法,首先采用Euler方程求解钝锥绕流基本流场,用所得到的物面压力分布作为粘性边界层的外缘压力分布,给出了基本流场的初值;然后应用反迭代法与边界层渐近匹配的方法求解了钝锥边界层的稳定性方程,得到了钝锥边界层转捩数据.该方法可提高计算精度,节约计算时间.     

A high-order cut-cell method for numerical simulation of hypersonic boundary-layer instability with surface roughness

Laminar-turbulent transition of hypersonic boundary layers can be affected significantly by the existence of surface roughness. Currently many important mechanisms of roughness-induced transition are not well understood. In recent years, direct numerical simulation (DNS) has been extensively applied for investigating instability and transition mechanisms of hypersonic boundary layers. Most of the past DNS studies, however, have been based on body-fitted grids for smooth surfaces without roughness. Due to complex geometry of embedded roughness, the use of body-fitted grids can be very difficult for flow with arbitrary surface roughness. In this paper, we present a new high-order cut-cell method to overcome the natural complexities in grid generation around arbitrary surface of roughness. The new method combines a non-uniform-grid finite-difference method for discrete grid points near the solid boundary and a shock-fitting method for the treatment of the bow shock. The non-uniform-grid finite-difference formulas are expressed in a general explicit form so that they can be applied to different multi-dimensional problems without any modification. The computational accuracy of new algorithms of up to O(h⁴) are tested on several one- and two-dimensional elliptic equations in irregular domains. In addition, the new method is applied to the simulation of the receptivity process of a Mach 5.92 flow over a flat plate under the combined effect of an isolated surface roughness element and surface blow and suction. A good agreement is found between the unsteady flow results and those obtained by a Linear Stability Theory (LST).