管道凸起激波/湍流边界层干扰的数值模拟

采用基于部分平均的湍流方程组,模拟了管道凸起流动中两种不同强度的激波-湍流边界层干扰现象,对流场的时均参数与实验值进行了比较,计算得到的壁面压力分布、摩阻系数分布、边界层厚度和速度型与实验值比较吻合很好.结果表明基于部分平均的湍流方程组既能够准确模拟小分离的激波/湍流边界层干扰流动又能够准确模拟大分离的激波/湍流边界层干扰流动,较好地预测了典型的λ激波结构.     

高超声速激波湍流边界层干扰直接数值模拟研究

高超声速激波与湍流边界层干扰会导致飞行器表面出现局部热流峰值,严重影响飞行器气动性能和飞行安全. 针对高马赫数激波干扰问题,以往数值研究多采用雷诺平均方法,而在直接数值模拟方面的相关工作较为少见. 开展高超声速激波与湍流边界层干扰的直接数值模拟研究,有助于进一步提升对其复杂流动机理认识和理解,同时也将为现有湍流模型和亚格子应力模型的改进提供理论依据. 采用直接数值模拟方法对来流马赫数6.0,34°压缩拐角内激波与湍流边界层的干扰问题进行了研究. 基于雷诺应力各向异性张量,分析了高超声速湍流边界层在压缩拐角内的演化特性. 通过对湍动能输运方程的逐项分析,系统地研究了可压缩效应对湍动能及其输运的影响机制. 采用动态模态分解方法,探讨了干扰流场的非定常运动历程. 研究结果表明,随着湍流边界层往下游发展,近壁湍流的雷诺应力状态由两组元轴对称状态逐渐演化为两组元状态,外层区域则由轴对称膨胀趋近于各向同性. 干扰流场内存在强内在压缩性效应(声效应),其对湍动能输运的影响主要体现在压力--膨胀项,而对膨胀--耗散项影响较小. 高超声速下压缩拐角内的非定常运动仍存在以分离泡膨胀/收缩为特征的低频振荡特性,其物理机制与分离泡剪切层密切相关.      

数值研究平板方舵激波-湍流边界层干扰

数值研究了平板方舵激波-湍流边界层干扰流场。模拟出了分离激波与弓型激波砬撞后形成的“λ”激波结构;消晰地显示了分离区中的旋涡结构,发现流场中会出现二次分离涡,并从理论上分析了流场对称面涡心形态与非定常的关系,得到了涡心为不稳定螺旋点或出现极限环是非定常流动特征的新结论。     

应用于激波/边界层相互作用的非线性湍流模式

选择8个近年来有代表性的非线性湍流模式，研究2个跨声速激波／边界层相互作用问题．采用的非线性湍流模式包括4个二阶模式和4个三阶模式．2个跨声速激波／边界层相互作用的流动是轴对称圆弧突起绕流和二维管道突起流动．通过数值计算结果和实验结果的比较，对有关的非线性湍流模式进行评估和分析．计算结果表明，非线性模式的模化系数与平均流动应变不变量以及涡量不变量有关，反映了湍流的各向异性，比线性模式优越得多．     

激波与转捩边界层干扰非定常特性数值分析

激波与边界层干扰的非定常问题是高速飞行器气动设计中基础研究内容之一.以往研究主要针对层流和湍流干扰,在分离激波低频振荡及其内在机理方面存在着上游机制和下游机制两类截然不同的理论解释.分析激波与转捩边界层干扰下非定常运动现象有助于进一步加深理解边界层状态以及分离泡结构对低频振荡特性的影响规律,为揭示其产生机理指出新的方向.采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9,24?压缩拐角内激波与转捩边界层干扰下激波的非定常运动特性进行了数值分析.通过在拐角上游平板特定的流向位置添加吹吸扰动激发流动转捩,使得进入拐角的边界层处于转捩初期阶段.在验证了计算程序可靠性的基础上,详细分析了转捩干扰下激波运动的间歇性和振荡特征,着重研究了分离泡展向三维结构对激波振荡特性的影响规律,最后还初步探索了转捩干扰下激波低频振荡产生的物理机制.研究结果表明:分离激波的非定常运动仍存在强间歇性和低频振荡特征,其时间尺度约为上游无干扰区内脉动信号特征尺度的10倍量级;分离泡展向三维结构不会对分离激波的低频振荡特征产生实质影响.依据瞬态脉动流场的低通滤波结果,转捩干扰下激波低频振荡的诱因来源于拐角干扰区下游,与流场中分离泡的收缩/膨胀运动存在一定的关联.     

在超声速流动中激波与边界层的干扰特性

激波与物面边界层的干扰涉及可压缩流动的稳定性、转捩、分离等问题,直接影响到飞行器的阻力、表面热防护和飞行性能等工程技术问题。首先总结了前人对于激波与边界层的干扰所做的工作,之后重点研究和对比分析了超声速与跨声速流动中,正激波、斜激波以及头部激波对于飞行器层流和湍流边界层的干扰影响。激波强度的不同对边界层干扰作用不同,在强干扰情况下将会引起边界层分离和翼型失速。     

变高度圆柱诱导的激波边界层干扰

采用分区方法及Ｒｏｅ三阶流通量差分分裂格式求解雷诺平均Ｎ－Ｓ方程,湍流附加黏性系数用Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ模型计算,数值模拟了高超声速条件下变高度圆柱诱导的激波边界层层干扰,其流场的主要特性均与实验结果一致或规律相同,结果清晰地展示了流场结构以及气动载荷分布随柱高度的变化特征,产说明激波碰撞和旋涡运动都可能导致飞行器表面局部气动载荷的增加。     

激波/边界层相互作用诱导的激波风洞气体污染问题

应用多组分NS方程和频散可控耗散格式(DCD)计算了爆轰驱动激波风洞中反射激波/边界层/接触面的相互作用过程,分析了驱动气体与试验气体在壁面射流作用下的掺混机制及其对风洞试验时间的影响. 为了延长风洞的试验时间,提出在风洞贮室内增设环形隔板,以隔离壁面射流,延长风洞试验时间的方法. 计算结果表明：环形隔板确实可以限制驱动气体与试验气体的过早掺混,显著增加激波风洞的有效试验时间.     

周期性扰动在湍流边界层中沿法向的衰减

在开口式循环水槽底部湍流边界层外区中引入周期性扰动,利用X型热膜探针对下游扰动进行测量.研究了湍流边界层中周期性人工扰动对湍流结构的影响,获得了人工扰动在湍流边界层中沿法向的衰减趋势.     

表面台阶引起的高超声速湍流边界层分离

介绍了圆柱、方柱和二维台阶前干扰热流分布及油流和液晶热图的实验结果。来流马赫数Ｍ＿１＝５—９,雷诺数Ｒｅ＝（２—５）×１０￣７／ｍ,台阶高度与边界层厚度比ｈ／δ＝０．０６—　２．５．实验发现干扰压力和热流高峰值出现在台阶前０．１５倍台阶高度处的再附点附近,方柱台阶前压力和热流最高峰值不在中心线上,而在两侧角之内０．５倍台阶高度处附近,结果还表明干扰区几何特征参数,如分离距离、热流峰值和谷值点位置,与马赫数、雷诺数和台阶展宽无关,只随台阶高度线性增加。     

Nature of the surface heart transfer fluctuation in a hypersonic separated turbulent flow

This paper presents the results of an experimental study of the unsteady nature of a hypersonic separated turbulent flow. The nomimal test conditions were a freestream Mach number of 7.8 and a unit Reynolds number of 3.5×10⁷/m. The separated flow was generated using finite span forward facing steps. An array of flush mounted high spatial resolution and fast response platinum film resistance thermometers was used to make multi-channel measurements of the fluctuating surface heat trtansfer within the separated flow. Conditional sampling analysis of the signals shows that the root of separation shock wave consists of a series of compression wave extending over a streamwise length about one half of the incoming boundary layer thickness. The compression waves converge into a single leading shock beyond the boundary layer. The shock structure is unsteady and undergoes large-scale motion in the streamwise direction. The length scale of the motion is about 22 percent of the upstream influence length of the separation shock wave. There exists a wide band of frequency of oscillations of the shock system. Most of the frequencies are in the range of 1–3 kHz. The heat transfer fluctuates intermittently between the undisturbed level and the disturbed level within the range of motion of the separation shock wave. This intermittent phenomenon is considered as the consequence of the large-scale shock system oscillations. Downstream of the range of shock wave motion there is a separated region where the flow experiences continuous compression and no intermittency phenomenon is observed. The project supported by National Natural Science Foundation of China     

高超音速湍流分离表面热流率的脉动特性

本文给出高超音速湍流分离不稳定特性的实验研究结果。试验条件是:自由流马赫数为 7.8,单位长度雷诺数为 3.5×10~7/米。分离流场由有限展长前向台阶产生,并用有高空间分辨率和快速响应的一列平齐安装的铂膜电阻温度计和多通道系统测量其表面热流率脉动。信号的条件采样分析结果表明:分离激波的根部由一束压缩波构成,流向展长约二分之一来流边界层厚度,在边界层外汇聚成单一主激波。这种激波结构极其不稳定,出现大尺度运动,流向运动的尺度约为分离激波上游影响区域长度的22％。激波振荡频率为一宽频带,主要集中在 1～3 千赫。在分离激波运动区域,热流脉动呈间歇性,在无扰动和激波扰动间跳跃。可以认为这种间歇性是分离激波系统大尺度振荡的结果。在激波运动区域的下游为分离区,流体继续压缩,热流脉动无间歇。     

Computation of shock wave/turbulent boundary layer interactions using a two-equation model with compressibility corrections

In this paper computational results for two different types of shock wave / turbulent boundary layer interaction flows are presented. It is shown that upstream effects of the shock induced separation cannot be reproduced by Wilcox's (1991) k--model, whereas downstream of the interaction, predictions of pressure distribution and skin friction are acceptable. The inclusion of the compressible part of the dissipation rate and the pressure dilatation in the model has noticeable, but not dramatic effects on wall pressure and skin friction in the selected flow cases.     

激波的传播与干扰

激波的传播特性既取决于激波的产生条件,也与所处的传播环境密切相关。驱动条件、几何边界、介质的物理化学属性等发生变化时,都会引起激波传播特性的改变,而激波的变化反过来又会对其波及的流场产生影响。尽管激波传播及其干扰现象广泛存在于自然界和人类科技活动之中,其复杂机理的认识、规律的描述乃至应用潜力的挖掘仍有漫长的路要走。本文根据气体中激波传播和干扰现象以及与之相关的理论描述特征,在对激波传播以及反射、折射等基本现象进行简要阐述的基础上,重点围绕目前的热点问题,包括激波/激波干扰、激波/边界层干扰、激波与湍流作用、激波的聚焦与点火以及激波作用下气体界面不稳定性等研究进行了介绍和讨论,旨在对近年来该领域的进展及获得的成果做一个概述和归纳,期望对将来的深入研究有一个鉴借意义。     

抽吸激波管的性能分析与计算

为了减小由于反射激波和透射激波分叉引起的反射型激波风洞试验气体提前受到污染的现象,本文研究了一种新的具有抽吸的激波管流动,分析了抽吸缝的作用,给出了这种抽吸激波管性能参数的计算方法,同时还给出了反射激波与边界层相互作用引起的激波分叉的形状随抽吸量变化的计算公式。实验证实了边界层抽吸可以有效地减小激波与壁面边界层相互作用所产生的分离现象。计算与测量结果是一致的。