尖楔模型结构对脉动压力测量影响实验研究

高超声速边界层转捩与湍流研究是当前空气动力学研究的一个热门领域,脉动压力测量技术在高超声速风洞背景噪声测量和边界层内扰动波发展研究实验中得到了广泛应用.脉动压力传感器由于灵敏度高、测量频率范围宽,其测量结果受多方面因素影响.文章以尖楔模型为研究对象,在常规高超声速风洞中开展了模型背面凸起对表面脉动压力测量结果影响的实验研究,获得了3种背面结构（方型凸起、斜坡型凸起和无凸起）模型表面脉动压力信息,对比发现模型背面方型凸起和斜坡型凸起使得模型表面声压级明显增加,其中方型凸起的影响比斜坡型凸起的影响更大,模型背面凸起结构对表面脉动压力测量的影响沿着展向逐渐增加.分析认为模型背面凸起结构影响表面脉动压力测量有三种可能途径:①模型背面大尺度凸起改变模型流场波系,从而影响模型表面流动;②模型背面非定常流动产生的噪声通过固壁传播至脉动压力传感器,影响测量结果;③模型周围非定常非对称流动给模型施加一个非定常的作用力,使得模型振荡,从而影响表面脉动压力测量.      

基于Ludwieg管的高超声速边界层转捩实验

高超声速边界层层/湍流转捩是高超声速飞行器气动力和气动热设计中的难点和热点问题.为了降低开展高超声速边界层不稳定性与转捩实验研究的门槛,研究基于Ludwieg管原理设计并建造了一座Mach 6高超声速管风洞,重点对Ludwieg管风洞的启动和运行过程开展了数值模拟,分析了储气段弯管布局对试验段流场的影响;之后,对该高超声速风洞的自由来流品质进行了静态和动态的标定,验证了风洞的设计Mach数,并给出了流场的动态扰动特征;最后,基于7°半张角尖锥标模开展了高超声速边界层转捩实验,通过表面齐平式安装的高频PCB传感器获得边界层不稳定波,分析了高超声速边界层不稳定波的演化特征.以上工作表明,Ludwieg管相对常规高超声速风洞具有建设和运行成本低、运行效率高、流场品质好等优点,适合开展高超声速边界层转捩等基础实验研究.      

高超声速圆锥边界层转捩实验研究

在高超声速静音风洞内, 通过基于纳米粒子示踪的平面激光散射(nano-tracer-based planar laser scattering, NPLS)技术、高频压力传感器和温敏漆(temperature sensitive paints, TSP)技术开展了0°攻角条件下7°直圆锥高超声速边界层转捩相关实验研究, 得到了圆锥边界层由层流发展至湍流完整过程的NPLS图像, 清晰地展示了第2模态波的"绳状"结构, 尖锥与钝锥边界层的NPLS结果表明尖锥边界层转捩中第2模态波占主导, 而钝锥边界层在转捩前出现波长约为第2模态波波长5倍(甚至更长)、特征频率不高于31 kHz的狭长涡结构; 采用功率谱密度(power spectrum density, PSD)分析、互相关和N值计算对高频脉动压力数据进行分析, 得到了边界层内扰动波的发展规律, 在尖锥和钝锥中均观察到了沿流向第2模态波幅值先增大后减小、特征频率逐渐降低, 低频成分逐渐增加, 表明边界层发展过程中第2模态率先发展达到饱和, 而后逐渐衰减, 而低频模态则逐渐发展; 通过TSP技术得到了不同单位Reynolds数下的圆锥表面温升分布, 结果表明, 随单位Reynolds数增大, 边界层转捩阵面前移.      

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.     

高超声速条件下7°直圆锥边界层转捩实验研究

在Ma=6低噪声风洞中开展了半锥角7?的直圆锥边界层转捩相关实验研究.利用响应频率达到MHz量级的高频压力传感器对圆锥壁面脉动压力进行了测量,研究了高超声速圆锥边界层中扰动波的发展过程.结果表明:高超声速圆锥边界层中第二模态扰动波产生的位置以及扰动波特征频率和波长等参数受雷诺数影响较大,当单位雷诺数从2×106m~(-1)增加到8×106m~(-1)时,第二模态波的特征频率从55 k Hz增加到226 k Hz;随着单位雷诺数增加,边界层中扰动增长速度加快,第二模态波出现在圆锥表面更靠近上游的位置;相同单位雷诺数条件下,随着第二模态波的向下游传播,其特征频率逐渐减小.通过对比发现自由来流湍流度对边界层中扰动波的发展同样有较大影响,自由来流湍流度降低,边界层中的第二模态波的特征频率明显减小.利用互相关分析得出第二模态扰动波在边界层中的传播速度大约为当地主流速度的0.8—0.9倍.在1?小攻角条件下,圆锥迎风面和背风面边界层发展呈现出明显的差异,背风面边界层中扰动发展提前,第二模态波出现在更靠近上游的位置,而迎风面中扰动发展受到抑制,第二模态波特征频率更大.     

二维高超声速后台阶表面传热特性实验研究

高超声速后台阶流动是大气层内高速飞行器发动机设计、表面热防护以及高超声速拦截器红外成像窗口气动光学效应校正等诸多先进高超声速技术研发过程中所涉及的一类基础流动问题. 研究高超声速后台阶流动特性对有效提升飞行器综合性能, 进一步掌握高超声速流动机理具有重大基础 意义. 本文以二维高超声速后台阶流动为研究对象, 在KD-01高超声速激波风洞中测量了二维后台阶模型表面传热系数和表面静压, 并将实测台阶下游表面传热系数分布同采用高超声速边界层理论所得估计值进行了比较. 为进一步验证实验结果, 使用NPLS技术测量了其中一种实验状态下台阶周围流动结构. 研究发现, 对于二维高超声速后台阶流动, 台阶下游表面传热分布受台阶处边界层外缘流动特性的直接影响; 在台阶下游分离区和再附区内, 气体黏性占主导作用; 在台阶下游远场区域, 边界层流动特性趋同于平板边界层; 下游边界层基本结构取决于台阶处边界层相对厚度. 对高超声速后台阶流动, 若使用数值模拟方法研究气动热问题, 应当使用湍流模型.     

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.      

基于Spalart-Allmaras-γ-Re_(θt)转捩模型的横流不稳定性转捩预测方法

传统的应用稳定性理论对横流不稳定性转捩现象的预测很难与现代CFD并行化计算结合,为了解决这个问题,文章基于SA-γ-—Re_(θt)转捩模型,使用不可压三维边界层相似性解实现横流位移损失厚度Reynolds数在流场中的当地化求解,结合亚音速试验数据-C1准则构建横流不稳定性转捩判据,从而实现了横流不稳定性转捩预测方法的当地化并行求解.首先采用SA-γ-—Re_(θt)转捩模型对NLF(1)-0416翼型进行了流向转捩预测,证实了该模型的正确性.然后应用所建立的横流转捩模型对45°前缘后掠角的NLF(2)-0415无限展长机翼和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,证明了文章所建立的方法在不可压边界层转捩预测具有较高的预测精度.     

高超声速边界层中由粗糙元引起强制转捩的机理

由大粗糙元引起的高超声速边界层强制转捩在航天技术中有实际应用, 因而近年来受到人们的广泛关注.虽然目前导致该转捩过程的内在机理尚不完全清楚, 但有一点是明确的, 即粗糙元的尾迹流场中存在强对流不稳定性.文章的出发点是研究这种对流不稳定模态是如何触发转捩的.首先通过CFD方法, 计算出高超声速边界层中粗糙元的尾迹流场, 并对其进行二维稳定性分析.结果发现, 在传统不稳定Tollmien-Schlichting(T-S)模态出现的临界Reynolds数之前, 存在高增长率的无黏不稳定模态, 表现为对称的余弦模态和反对称的正弦模态.然后对该不稳定模态在粗糙元尾迹流中的演化进行了模拟, 验证了二维稳定性分析的结果, 并考察了非平行性效应的影响.最后通过直接数值模拟, 研究由这些不稳定模态触发转捩的全过程.结果表明, 对流不稳定模态确实是导致边界层转捩的关键机制.该转捩过程的特点是, 局部湍斑首先在不稳定模态特征函数的峰值附近出现, 然后向全流场扩散.就文章研究的工况而言, 余弦和正弦模态的相互作用对转捩的影响并不明显, 且后者在转捩过程中起主导作用.      

Wavelet Cross-Spectrum Analysis of Multi-Scale Disturbance Instability and Transition on Sharp Cone Hypersonic Boundary Layer

Experimental measurement of hypersonic boundary layer stability and transition on a sharp cone with a half angle of 5° is carried out at free-coming stream Mach number 6 in a hypersonic wind tunnel. Mean andfluctuation surface-thermal-flux characteristics of the hypersonic boundary layer flow are measured by Pt-thin-film thermocouple temperature sensors installed at 28 stations on the cone surface along longitudinal direction. At hypersonic speeds, the dominant flow instabilities demonstrate that the growth rate of the second mode tends to exceed that of the low-frequency mode. Wavelet-based cross-spectrum technique is introduced to obtain the multi-scale cross-spectral characteristics of the fluctuating signals in thefrequency range of the second mode. Nonlinear interactions both of the second mode disturbance and the first mode disturbance are demonstrated to be dominant instabilities in the initial stage of laminar-turbulence transition for hypersonic shear flow.     

The impact of flow induced loads on snap-through behavior of acoustically excited, thermally buckled panels

The analysis, and ultimately the design, of air-breathing hypersonic cruise-type vehicles is hampered by the inability to accurately capture the coupled fluid-thermal-structure interactions. There are few laboratory experiments that have investigated the interactions of compliant surface panels and hypersonic flow. The vast majority of experimental studies are limited to replicating only parts of the physical mechanisms and couplings because of the difficulty in imposing the complete transient, hypersonic environment. Studies of hot-structures, thermal protection systems, or exotic material and structural configurations, typically neglect vibration induced fluctuating pressures, shock-boundary layer interaction, the effect of transition, and separated flow. Conversely, hypersonic wind-tunnel experiments purposely neglect the influence of non-rigid structure on the aforementioned high-speed flow effects in an effort to better understand the nature of the high-speed effects. The goal of this study is to implement a simple computational model that seeks to incorporate many of the fluid-thermal-structure interactions inherent in hypersonic flow. This is accomplished using simplified aerothermal and aerodynamic theories in conjunction with a simply supported von Kármán panel in cylindrical bending. Comparisons are made between the inclusion and exclusion of self-induced and forced fluctuating pressures, as well as the fidelity required in computing the temperature distributions. Results indicate that self-induced pressure fluctuations, which arise from interactions of a vibrating structure with an ambient mean flow, significantly impact the response of panels to random acoustic loadings. Additionally, the inclusion of forced fluctuating pressure loadings can significantly reduce the onset time of panel flutter. It is surmised that experimental investigations must combine thermal loads, as well as both forced and self-induced fluctuating pressures.     

边界层转捩区声辐射的预报方法研究

对Lighthill剪切应力脉动模型和Liepmann位移厚度脉动模型进行了讨论,在此基础上,本文提出利用Krane偶极子声源模型对Liepmann单极子声源模型进行改进。数值计算结果表明:作为偶极子声源的Lighthill理论剪切应力脉动模型,预报的噪声级偏低;而作为单极子声源的Liepmann模型,预报的噪声级又偏高;本文提出的两种改进模型预报的噪声级则与Lauchle实验值的一致性较好。     

超声速湍流边界层湍流统计与湍流结构分析

可压缩边界层转捩问题与湍流问题一直是制约高超声速飞行器发展的关键基础问题,也是近年来流体力学领域研究的热点问题.采用直接数值模拟方法,获得了空间发展的Ma=2.25超声速湍流边界层流场,通过对湍流边界层的发展状态进行评估,得出有效的Reynolds数Re_θ范围约为2 600~4 600.对壁面摩阻系数开展了分解,获得了各分量的占比,对充分发展的湍流边界层进行1阶和高阶统计分析,包括形状因子、壁面律、平坦因子与偏斜因子、Reynolds应力、脉动涡量等,得到了剪切Reynolds数与动量Reynolds数之间的关系式,分析了湍流边界层壁面律的分层特性,发现湍流的间歇特性主要分布在y+ < 30的区域,并且法向速度脉动的间歇性远高于另外两者,3个方向上的Reynolds应力分布和涡量分布都存在较大差异.通过两点相关性分析和Lagrange涡结构,对近壁区湍流结构进行了分析,包括流向平面和展向平面,发现流向脉动速度的相关区域流向尺度较长,呈现狭长的特性,并且流向平面的相关系数与壁面存在一定的夹角;而在边界层外层,流向速度脉动相关区域的流向尺度变短而展向尺度增加,呈现宽胖型.研究结果进一步加深了对超声速湍流边界层的认识,为下一步湍流边界层的流动控制奠定了基础.      

高超声速平板边界层流动显示的试验研究

本文在高超声速脉冲式风洞内对基于纳米示踪的平面激光散射技术(nano-based planar laser scattering, NPLS)的应用进行了探索, 并在此基础上对平板边界层流动结构的精细测量进行了研究. 试验来流Ma=7.3, 总压4.8 MPa, 总温680 K. 通过时序的分析和调试, 对各分系统实现了高精度的同步控制; 定量的粒子注入及混合, 实现了粒子的均匀撒播, 对主流获得了均匀的显示效果; 对于边界层流动, 获得了精细的瞬态流动结构图像, 显示了层流到湍流的转捩过程, 并分析了其时空演化特性.     

The use of wavelet transform for the correlation analysis of boundary-layer pulsations

As a rule, experimental studies at hypersonic Mach numbers are carried out in short-duration wind tunnels. Under such conditions, data on boundary-layer pulsations are primarily measured by surface pressure sensors. There are many factors affecting the level of pulsations at model walls; that is why the cross-correlation analysis is often invoked to analyze the development of wave packets in boundary layer. However, the standard correlation analysis very often fails in providing the possibility to trace the evolution of wave packets. In the present publication, we propose a new method for obtaining cross-correlation data based on the wavelet transform.     

气动光学效应湍流脉动模型系数修正

以光学窗口的气动光学效应研究为背景,研究影响光学传输预测的流场湍流脉动量预测.选取平板、压缩拐角、凹腔流动模型,采用大涡模拟（LES）方法研究超声速湍流脉动工程预测模型的系数修正.结果表明：LES方法能够获得无激波干扰、强激波干扰及底部大分离条件下,湍流密度脉动的定量分布,并据此给出脉动工程模型的系数修正,结果已经应用于型号飞行器的光学窗口气动光学效应预测.