再入飞行器湍流尾迹流场研究

再入飞行器湍流尾迹流场状况，直接关系到飞行器的雷达散射特性。对再入飞行器湍流尾迹等离子体场理论模型，试图通过湍流模式理论来表达，即使用κ－ε－g模型方程来封闭平均化的全Navier-Stokes方程，从而准确获得流动平均场和脉动场信息。使用的N－S平均方程由质量加权平均过程产生，湍流模型方也经过可压缩性修正。真实气体效应重点考察空气处于局部热化学平衡状态。流动控制方程运用一个二阶TVD格式的有限体积法求解，以一典型小钝锥体零攻角再入飞行为例，计算了在两种高程（H－40km和H＝30km)条件下的高超声速湍流尾迹流场。获得的尾迹流场参数与流动物理状况符合，并且湍流脉动参数与已有相应的实验结果定性一致，初步证实该方法合理。     

高超声速三维化学非平衡流动N－S方程数值解

详细地叙述了模拟三维高超声速电离空气化学非平衡粘性流全流场（前体和底部近尾迹）的数值方法，化学反应粘性流求解是基于带有化学源项的Ｎ－Ｓ方程的守恒形式，总的连续方程由组元守恒方程组所代替．对于高温电离空气流动，存在如下７个主要组元，它们依次为Ｎ＿２，Ｏ＿２，ＮＯ，ＮＯ￣＋，Ｎ，Ｏ和ｅ￣－．研究发展了求解完全耦合的，与时间相关的偏微分方程组的数值方法．利用一类新的迎风ＴＶＤ激波捕捉有限差分格式求解守恒形式的控制方程组，对高超声速层流有攻角钝锥体绕流流场，在非催化壁条件下、对包括底部近尾迹在内的全流场各参数，如组元浓度，电子密度和温度，以及物面压力分布和热流率分布得出了计算结果．对化学反应气体和完全气体模型的计算结果进行了比较，计算的流场电子密度与飞行实验结果符合很好．     

高超声速三维化学非平衡流动N－S方程数值解

详细地叙述了模拟三维高超声速电离空气化学非平衡粘性流全流场（前体和底部近尾迹）的数值方法，化学反应粘性流求解是基于带有化学源项的Ｎ－Ｓ方程的守恒形式，总的连续方程由组元守恒方程组所代替．对于高温电离空气流动，存在如下７个主要组元，它们依次为Ｎ＿２，Ｏ＿２，ＮＯ，ＮＯ￣＋，Ｎ，Ｏ和ｅ￣－．研究发展了求解完全耦合的，与时间相关的偏微分方程组的数值方法．利用一类新的迎风ＴＶＤ激波捕捉有限差分格式求解守恒形式的控制方程组，对高超声速层流有攻角钝锥体绕流流场，在非催化壁条件下、对包括底部近尾迹在内的全流场各参数，如组元浓度，电子密度和温度，以及物面压力分布和热流率分布得出了计算结果．对化学反应气体和完全气体模型的计算结果进行了比较，计算的流场电子密度与飞行实验结果符合很好．     

返回舱三维高超声速绕流及近尾迹流场数值模拟

为使返回舱安全、稳定、可靠地飞行，准确地计算其周围的复杂绕流流场，对飞船的初步设计是十分必要的。用Ｈａｒｔｅｎ－Ｙｅｅ的二阶迎风ＴＶＤ有限差分格式求解薄层Ｎ－Ｓ方程，模拟了返回舱三维高超声速流场，Ｍ＿∞＝７．３５，Ｒｅ＿∞＝７．５×１０￣５，α＝１０°、２０°。给出了详细的绕流结构，不同攻角、不同子午面上的物面压力分布与Ｍｏｓｅｌｅｙ和ｗｅｌｌｓ的实验数据进行了比较，符合较好。通过分析表明，在一定的攻角下，倒锥体上低压区压力的计算精度，对力矩系数及压心位置仍有明显的影响。     

k-ω-γ模式对转捩影响因素的预测性能研究

高超声速边界层转捩的准确预测对飞行器的防热、减阻至关重要,而影响高超声速边界层转捩的因素众多.从模式角度出发研究边界层转捩的影响因素,采用k-ω-γ 转捩模式对5°圆锥的边界层转捩进行了数值分析,计算了不同头部钝度、来流雷诺数和湍流度情况下的边界层转捩,并与实验结果进行了对比. 研究结果表明:k-ω-γ 转捩模式基本能够反映头部钝度、来流雷诺数、来流湍流度对高超声速圆锥边界层转捩的影响规律,但对转捩后的热流峰值预测不准;从模式构造角度分析发现,雷诺数越高或头部钝度越小,层流区边界层越薄,k-ω-γ 转捩模式中第一、第二模态时间尺度增大,因此转捩起始位置提前;来流湍流度越大,等效脉动动能初值越大,导致层流区发展过程中等效脉动动能越大,因此转捩易于发生.      

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。     

固体颗粒对半球扰动尾迹影响的实验研究

采用粒子图像测速技术(particle image velocimetry, PIV)研究固体颗粒对放置在平板层流边界层中半球粗糙元尾迹的影响.实验采集了清水和加入粒径为140μm, 220μm, 350μm聚苯乙烯固体颗粒4种工况下二维速度场信息,基于半球半径的雷诺数为994 (Re_R=RU/υ),固体颗粒的体积浓度为3.0×10~(-5).对比清水和两相工况下的平均速度剖面、湍流强度等宏观统计量,分析固体颗粒对半球尾迹流动宏观特性的影响.分别利用沿流向不同位置的流向脉动速度的二维空间相关系数和法向脉动速度的功率谱密度函数分析颗粒对尾迹结构演化过程及尾迹结构脱落频率的影响.结果发现:与清水相比,回流区随颗粒粒径增大而逐渐增大;颗粒使湍流强度增大,回流区的存在导致在半球后流向位置2R前后区域湍流强度呈现不同变化趋势;颗粒使尾迹结构的流向尺度减小并且随着颗粒粒径的增大先减小后增大;在尾迹结构运动过程中颗粒的存在促进了尾迹结构的周期性加速和减速运动,促进作用随着颗粒粒径的增大先增强后减弱;颗粒的存在促进了尾迹结构的脱落,脱落频率随颗粒粒径的增大先增大后减小.     

HyperFLOW软件非结构网格亚跨声速湍流模拟的验证与确认

计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)数值模拟在航空航天等领域发挥越来越重要的作用,然而CFD数值模拟结果的可信度仍然需要通过不断地验证与确认来提高.本文给出了从制造解精度测试、简单到复杂外形湍流模拟网格收敛性研究等三个方面开展CFD软件验证与确认的方法,并对自主研发的CFD软件平台HyperFLOW在非结构网格上模拟亚跨声速湍流问题的能力进行了验证与确认.首先通过基于Euler方程和标量扩散方程的制造解精度测试,分别验证了HyperFLOW在非结构网格上对Euler方程和黏性项的求解精度,结果表明其能够在任意非结构网格上达到设计的二阶精度. 其次,通过NASATurbulence Modeling Resource中的湍流平板、二维翼型近尾迹流动、二维Bump等几个典型的亚声速湍流算例的网格收敛性研究,量化考察了数值结果的观测精度阶和网格收敛性指数,并与国外知名CFD解算器CFL3D,FUN3D的计算结果进行了对比,验证了HyperFLOW对简单湍流问题的模拟能力,且具有良好的网格收敛性和计算精度(阶). 最后,通过NASA CommonResearchModel标模定升力系数的网格收敛性研究和升阻极曲线预测,验证了软件在复杂外形亚跨声速湍流流动数值模拟中也具有良好的可信度.      

HyperFLOW软件非结构网格亚跨声速湍流模拟的验证与确认

计算流体力学(computational fluid dynamics, CFD)数值模拟在航空航天等领域发挥越来越重要的作用,然而CFD数值模拟结果的可信度仍然需要通过不断地验证与确认来提高.本文给出了从制造解精度测试、简单到复杂外形湍流模拟网格收敛性研究等三个方面开展CFD软件验证与确认的方法,并对自主研发的CFD软件平台HyperFLOW在非结构网格上模拟亚跨声速湍流问题的能力进行了验证与确认.首先通过基于Euler方程和标量扩散方程的制造解精度测试,分别验证了HyperFLOW在非结构网格上对Euler方程和黏性项的求解精度,结果表明其能够在任意非结构网格上达到设计的二阶精度.其次,通过NASA Turbulence Modeling Resource中的湍流平板、二维翼型近尾迹流动、二维Bump等几个典型的亚声速湍流算例的网格收敛性研究,量化考察了数值结果的观测精度阶和网格收敛性指数,并与国外知名CFD解算器CFL3D,FUN3D的计算结果进行了对比,验证了HyperFLOW对简单湍流问题的模拟能力,且具有良好的网格收敛性和计算精度(阶).最后,通过NASA Common Research Model标模定升力系数的网格收敛性研究和升阻极曲线预测,验证了软件在复杂外形亚跨声速湍流流动数值模拟中也具有良好的可信度.     

大霍尔系数下电离气体与磁场相互作用规律数值研究

通过洛伦兹力与焦耳热耦合流场N-S方程和电势场泊松方程, 实现对低磁雷诺数磁流体流场的数值模拟, 并考虑霍尔效应和外电路对计算结果的影响. 采用无虚拟时间步的LUSGS预处理BI-CGSTAB算法解决了大霍尔系数下泊松方程病态矩阵求解问题. 对霍尔系数10$^2$的量级的高超声速磁流体圆管绕流和进气道隔离段能量沉积两种现象的数值模拟表明, 外电路、电极冷却措施、等离子体均匀度对电磁力作用效果影响很大.      

A calculating method of shock wave oscillating frequency due to turbulent shear layer fluctuations in supersonic flow

One of the more severe fluctuating pressure environments encountered in supersonic orhypersonic flows is the shock wave oscillation driven by interaction of a shock wave withboundary layer.The high intensity oscillating shock wave may induce structure resonanceof a high speed vehicle.The research for the shock oscillation used to adopt empirical orsemiempirical methods because the phenomenon is very complex.In this paper atheoretical solution on shock oscillating frequency due to turbulent shear layer fluctuationshas been obtained from basic conservation equations.Moreover,we have attained theregularity of the frequency of oscillating shock varying with incoming flow Mach numbersM_∞and turning angleθ.The calculating results indicate excellent agreement withmeasurements.This paper has supplied a valuable analytical method to study aeroelasticproblems produced by shock wave oscillation.     

Hypersonic wake behind blunt bodies

Using the method of finite differences, calculations of laminar and turbulent wakes behind blunt bodies traveling at hypersonic speeds for the pure air case are examined. The influence of the pressure gradient and nonequilibrium chemical reactions on the flow parameters in the wake that develops in a vortical outer flow is taken into account.A comparison is made with the numerical results obtained by the method of integral relations.The author thanks I. N. Murzinov for valuable advice and V. G. Voronkin for calculating the initial values.     

高超声速飞行器反作用控制系统喷流干扰综述

反作用控制系统（reaction control system, RCS）在高超声速飞行器上取得了较为广泛的应用,已成为高超声速飞行器重要的控制手段之一. RCS 工作过程中喷流与来流形成了复杂的干扰流场,使得对RCS的控制能力预测存在困难. 根据RCS 在不同高超声速飞行器上的布局位置及飞行器局部外形特点将RCS 布局方式归纳为4 类,包括小曲率表面喷流、大曲率表面喷流、头部喷流和翼面附近喷流. 对用于模拟各布局方式流动特征的4 种典型模型进行了概述,并对各典型模型喷流干扰问题的研究进展进行了总结. 最后,对今后研究方向提出了一些建议.     

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.      

Investigation of the turbulent model for pressure fluctuations with spectral theory

The pressure fluctuations in turbulent shear flows are investigated with the theory of spectral analysis.An expression for pressure spectra is analytically derived in terms of velocity spectra.This derivation is based on a formal solution of the Navier-Stokes equation and quasi-normal assumption to express the third and fourth order velocity correlations in terms of double velocity correlation.Then,a turbulent model for the computation of pressure fluctuation intensity with Renolds stress and mean flow velocity gradients is established.The turbulent constants in the model are calculated from the assumptions about the general behaviour of velocity spectra in high Renolds number flows.Comparison with direct simulation of turbulent boundary layer is made.It is found that the turbulent-turbulent,cross correlation,and turbulent-shear source terms for mean square value of pressure fluctuation are about the same magnitude.     

Research on the motion of particles in the turbulent pipe flow of fiber suspensions

The motion of fibers in turbulent pipe flow was simulated by 3-D integral method based on the slender body theory and simplified model of turbulence. The orientation distribution of fibers in the computational area for different Re numbers was computed. The results which were consistent with the experimental ones show that the fluctuation velocity of turbulence cause fibers to orient randomly. The orientation distributions become broader as the Re number increases. Then the fluctuation velocity and angular velocity of fibers were obtained. Both are affected by the fluctuation velocity of turbulence. The fluctuation velocity intensity of fiber is stronger at longitudinal than at lateral, while it was opposite for the fluctuation angular velocity intensity of fibers. Finally, the spatial distribution of fiber was given. It is obvious that the fiber dispersion is strenghened with the increase of Re numbers.     

Improved-Delayed-Detached-Eddy Simulation of cavity-induced transition in hypersonic boundary layer

Hypersonic flow transition from laminar to turbulent due to the surface irregularities, like local cavities, can greatly affect the surface heating and skin friction. In this work, the hypersonic flows over a three-dimensional rectangular cavity with length-to-width-to-depth ratio, L:W:D, of 19.9:3.57:1 at two angles of attack (AoA) were numerically studied with Improved-Delayed-Detached-Eddy Simulation (IDDES) method to highlight the mechanism of transition triggered by the cavity. The present approach was firstly applied to the transonic flow over M219 rectangular cavity. The results, including the fluctuating pressure and frequency, agreed with experiment well. In the hypersonic case at Mach number about 9.6 the cavity is seen as “open” at AoA of −10° but “closed” at AoA of −15° unconventional to the two-dimensional cavity case where the flow always exhibits closed cavity feature when the length-to-depth ratio L/D is larger than 14. For the open cavity flow, the shear layer is basically steady and the flow maintains laminar. For the closed cavity case, the external flow goes into the cavity and impinges on the bottom floor. High intensity streamwise vortices, impingement shock and exit shock are observed causing breakdown of these vortices triggering rapid flow transition.     

A closed model of fluctuating particle motion in a turbulent flow

Random particle motion in a turbulent and molecular velocity fluctuation field is considered. Using a spectral representation of the carrier-phase Eulerian velocity fluctuation correlations, a closed system of integral equations for calculating the carrier-phase velocity correlation along the particle trajectory and the particle Lagrangian velocity fluctuation correlation is obtained. Based on this system, the fluctuations of the particle parameters are analyzed. In the limiting case of a passive admixture, an estimate is found for the ratio of the integral Lagrangian and Eulerian time scales and the Kolmogorov constant for the Lagrangian structure function of the carrier-phase velocity fluctuations.     

激波/湍流边界层干扰压力脉动特性数值研究

激波/湍流边界层干扰问题广泛存在于高速飞行器内外流动中, 激波干扰会导致局部流场出现强压力脉动, 严重影响飞行器气动性能和飞行安全. 为了考察干扰区内脉动压力的统计特性, 对来流马赫数2.25, 激波角33.2°的入射激波与平板湍流边界层相互作用问题进行了直接数值模拟研究. 在对计算结果进行细致验证的基础上, 分析比较了干扰区外层和物面脉动压力的典型统计特征, 如脉动强度、功率谱密度、两点相关和时空关联特性等, 着重探讨了两者的差异及其原因. 研究发现, 激波干扰对外层和物面压力脉动的影响差异显著. 分离区内脉动以低频特征为主, 随后再附区外层压力脉动的峰值频率往高频区偏移, 而物面压力脉动的低频能量仍相对较高. 两点相关结果表明, 外层和物面脉动压力的展向关联性均明显强于其流向, 前者积分尺度过激波急剧增长随后缓慢衰减, 而后者积分尺度整体上呈现逐步增大趋势. 此外, 时空关联分析结果指出, 脉动压力关联系数等值线仍符合经典的椭圆形分布, 干扰区下游压力脉动对流速度将减小, 外层对流速度仍明显高于物面.      

高焓湍流边界层壁面摩阻产生机制分析

高超飞行器在中低空以极高马赫数飞行时,飞行器表面会遇到湍流与高温非平衡效应耦合作用的新问题.这种高焓湍流边界层壁面摩阻产生机制是新型高超声速飞行器所关注的基础科学问题,厘清此产生机制可以为减阻方法的设计提供指导,具有重要的工程实用价值.本文选取高超声速飞行时楔形体头部斜激波后的高焓流动状态,开展了考虑高温非平衡效应的湍...