高超声速高焓边界层稳定性与转捩研究进展

边界层由层流向湍流的转捩是高超声速飞行器设计面临的重大空气动力学问题. 随着飞行速域与空域的不断拓展, 高超声速高焓边界层中的高温气体效应会使得量热完全气体假设失效, 从而深刻影响流动转捩过程. 相关研究涉及多个学科, 是典型的多物理场耦合问题. 近年来, 随着相关飞行器技术的快速发展, 高超声速高焓边界层转捩问题的重要性越来越得到体现, 相关研究已成为国际上的热点领域. 本文综述相关研究进展, 首先介绍目前常用的高温气体物理模型, 尤其关注热化学非平衡模型, 并介绍激波捕捉、激波装配和边界层方程解等常用的高焓流动求解方法, 以及相关风洞和飞行试验技术的进展. 然后综述高温气体效应对转捩过程中的感受性、模态增长、瞬态增长和非线性作用等的影响的相关研究, 其中流向不稳定性中出现较大增长率的第三模态和超声速模态引起了广泛的研究兴趣. 最后进行总结, 并对未来发展略作展望.      

高超声速喷管设计理论与方法

在高超声速飞行技术领域, 特别是涉及到高焓气体流动的研究, 高超声速风洞试验仍然是目前最可靠的研究手段. 风洞流场的品质是高超声速风洞研发最重要的一项性能指标, 其取决于喷管设计采用的理论与方法, 也是风洞设计最关注的一项核心技术. 针对二维轴对称型面喷管设计, 本文首先综述了传统高超声速喷管设计的主要理论和常用方法, 它们在高超声速喷管设计中曾经发挥了重要作用, 包括理论方法, 近似方法和基于两者的修正方法. 然后, 考虑高温气体效应, 分析了高焓喷管设计时面临的困难与问题, 从流动介质物性变化、高温边界层发展和非平衡过程效应三方面, 综述了国内外在高超声速高焓喷管设计方面的研究进展. 最后, 对于高焓喷管的设计理论和方法的发展作了展望, 期望对于推动我国高超声速高焓喷管设计技术的发展提供一些有意义的启示.      

高超声速流场激光测速技术研究进展

高超声速气流条件下飞行器内/外部流动中存在强湍流及脉动、边界层转捩、激波-边界层干扰和高温真实气体效应等耦合效应,表征该非定常流动现象对飞行器气动力、气动热以及目标光电特性等产生的影响是高超声速流动研究中的前沿课题.速度作为表征流动过程最重要的参数之一,准确的速度测量对于深入理解上述复杂流动-传输机理以及高超声速飞行器设计具有重要指导意义.文章针对高超声速流场速度测量中几种常用的非接触式激光测试技术进行了综述,主要包括基于空间法的粒子图像测速,基于激光吸收光谱、激光诱导荧光和瑞利散射的多普勒测速,基于飞行时间法的分子标记测速,以及基于流场折射率的聚焦激光差分干涉测速技术.首先简要介绍每种激光测速技术的基本原理,然后进一步介绍该技术在高超声速自由流、层/湍流边界层、激波/边界层干扰、尾流或其他复杂流动区域的速度及其脉动度测量等方面的典型应用,分析各种技术环境适用性及面临的局限性和挑战.最后对基于激光技术的高超声速流场速度测量进行了总结及发展趋势展望.     

近空间高超声速飞行器气动特性研究的若干关键问题

在30～70 km空域机动飞行的高超声速飞行器的优点是可以耦合利用所处空域的空气产生的升力和高速飞行的离心力进行远距离机动滑翔飞行,具有重要的实用价值.尽管过去数十年在高超声速流动研究方面取得显著进展,但在设计研究近空间远程滑翔的高超声速飞行器方面仍然存在许多挑战,特别是对特定飞行条件下的流动机理了解不清楚.本文介绍了作者研究团队在开展近空间高超声速飞行器有关的关键气动问题方面的研究进展,主要包括:建立了近空间高超声速飞行的流动模型,发展了系统的相关计算空气动力学方法,针对高空高速飞行条件下稀薄气体效应和真实气体效应的耦合作用影响研究了合适的滑移边界条件,考虑了不同组分存在条件下的温度、速度和压力的滑移效应影响;提出了飞行器气动外形的动态优化方法,获得了可工程实用化的高升阻比飞行器气动外形;建立了高速飞行器动稳定性理论,在实现高超声速飞行器动态稳定飞行方面取得重大进展;最后讨论了高超声速飞行器设计中进一步需要关注的若干关键技术和科学问题、可能解决的途径及其所涉及的学科发展方向.     

近空间高超声速飞行器气动特性研究的若干关键问题

在30$\sim$70km空域机动飞行的高超声速飞行器的优点是可以耦合利用所处空域的空气产生的升力和高速飞行的离心力进行远距离机动滑翔飞行,具有重要的实用价值.尽管过去数十年在高超声速流动研究方面取得显著进展,但在设计研究近空间远程滑翔的高超声速飞行器方面仍然存在许多挑战,特别是对特定飞行条件下的流动机理了解不清楚.本文介绍了作者研究团队在开展近空间高超声速飞行器有关的关键气动问题方面的研究进展,主要包括:建立了近空间高超声速飞行的流动模型,发展了系统的相关计算空气动力学方法,针对高空高速飞行条件下稀薄气体效应和真实气体效应的耦合作用影响研究了合适的滑移边界条件,考虑了不同组分存在条件下的温度、速度和压力的滑移效应影响;提出了飞行器气动外形的动态优化方法,获得了可工程实用化的高升阻比飞行器气动外形;建立了高速飞行器动稳定性理论,在实现高超声速飞行器动态稳定飞行方面取得重大进展;最后讨论了高超声速飞行器设计中进一步需要关注的若干关键技术和科学问题、可能解决的途径及其所涉及的学科发展方向.      

中国科学院高温气体动力学重点实验室研究进展

在钱学森先生的倡导下,中国科学院力学研究所自20世纪50年代末期就开始了高温气体动力学的基础研究,相关研究进展曾经为发展我国``两弹一星'和神州飞船做出了重要贡献.在钱学森先生创立的气动研究队伍和科研积累的基础上,中国科学院于1994年组建了中国科学院高温气体动力学重点实验室.实验室成立以来一直坚持钱学森先生倡导的技术科学理念,按照中国科学院基础性、前瞻性和战略性的办院方针,面向航空航天和国民经济的重大战略需求,研究高温、高超声速条件下,具有分子内态变化介质流动的高温气体动力学前沿学科问题.通过不断提出新方法、新概念、新技术,支撑国家重大战略需求的关键技术攻关,推进高温气体动力学的学科发展.近年来,在国家973项目,国家自然科学基金委重大、重点项目和创新研究群体,科学院国际合作伙伴团队,863项目和中国科学院方向性创新项目的支持下,实验室在高焓高超声速气体流动规律、高超声速推进方法、稀薄气体非平衡流动、高超声速飞行器构型理论与优化等主要研究方向取得了重要研究成果,在促进高超声速流动模拟实验、高超声速推进、气动热预测与防护、高超声速飞行器气动布局优化设计等重大关键技术的发展方面发挥了重要作用.      

吸气式高超声速飞行器动力学建模研究进展

高超声速飞行以及飞行器机身/超燃冲压发动机一体化设计的典型特点导致吸气式高超声速飞行器具有不同于常规飞行器的飞行动力学特性,而飞行器总体设计和控制系统设计都必须考虑这些新动力学特性的影响,因此为吸气式高超声速飞行器建立能够包含这些新特性的飞行动力学模型非常重要.本文对吸气式高超声速飞行器动力学建模的相关研究进行了总结: 首先,简略地回顾了从超燃冲压发动机研究到飞行器系统研究发展历程; 其次,详细阐述了宽飞行包线、高超声速效应、超燃冲压发动机约束、气动/推进耦合和气动弹性效应等吸气式高超声速飞行器的新动力学特性;然后,讨论了在选择坐标系、抽象飞行器外形、建立弹性机身模型、建立空气动力模型、建立超燃冲压发动机系统模型以及推导运动方程等每个具体步骤中需要考虑的问题和可用的方法;最后,评述了现有吸气式高超声速飞行器动力学模型,并指明了未来发展方向.      

高超声速高温气体效应判据

基于动理论的观点, 提出几种定量判据, 用以判断在怎样的飞行条件下, 高超声速飞行器周围高温空气分子的振动、离解、电离效应是重要的.      

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.      

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.     

Energy-based decomposition of friction drag in turbulent square-duct flows

The generation of friction drag in turbulent duct flows has direct connection with statistical quantities and corresponding turbulence dynamics in the duct cross-section. In this study, we generalize the RD identity (Renard and Deck, 2016) to a ‘two-dimensional’ form which we exploit to decompose the mean friction drag in turbulent square-duct flows into contributions associated with viscosity, turbulence and cross-stream convection. The friction Reynolds number of the duct flows ranges from 220 to 2000. The scaling, spatial distribution and local normalization of the contributions to friction are investigated and compared with those in pipe and channel flows. As in other canonical flows, we find logarithmic growth of the turbulent contribution in contrast to the viscous one, the former thus becoming dominant at high enough Reynolds numbers. Whereas cross-stream convection has no net effect on friction, its contribution may be locally comparable to the other two, hence may be responsible for redistribution of friction along the duct perimeter.     

Non-equilibrium turbulent phenomena in transitional flat plate boundary-layer flows

Many recent laboratory experiments and numerical simulations support a non-equilibrium dissipation scaling in decaying turbulence before it reaches an equilibrium state.By analyzing a direct numerical simulation(DNS)database of a transitional boundary-layer flow,we show that the transition region and the non-equilibrium turbulence region,which are located in different streamwise zones,present different non-equilibrium scalings.Moreover,in the wall-normal direction,the viscous sublayer,log layer,and outer layer show different non-equilibrium phenomena which differ from those in grid-generated turbulence and transitional channel flows.These findings are expected to shed light on the modelling of various types of non-equilibrium turbulent flows.     

Non-equilibrium turbulent phenomena in the ?ow over a backward-facing ramp

Non-equilibrium turbulence phenomena have raised great interests in recent years. Significant efforts have been devoted to non-equilibrium turbulence properties in canonical flows, e.g., grid turbulence, turbulent wakes, and homogeneous isotropic turbulence(HIT). The non-equilibrium turbulence in non-canonical flows, however, has rarely been studied due to the complexity of the flows. In the present contribution, a directnumerical simulation(DNS) database of a turbulent flow is analyzed over a backwardfacing ramp, the flow near the boundary is demonstrated, and the non-equilibrium turbulent properties of the flow in the wake of the ramp are presented by using the characteristic parameters such as the dissipation coefficient C and the skewness of longitudinal velocity gradient Sk, but with opposite underlying turbulent energy transfer properties. The equation of Lagrangian velocity gradient correlation is examined, and the results show that non-equilibrium turbulence is the result of phase de-coherence phenomena, which is not taken into account in the modeling of non-equilibrium turbulence. These findings are expected to inspire deeper investigation of different non-equilibrium turbulence phenomena in different flow conditions and the improvement of turbulence modeling.     

An enthalpy‐preserving shock‐capturing term for residual distribution schemes

In this contribution, we investigate strategies to perform shock‐capturing computation of steady hypersonic flow fields by means of residual distribution schemes. The ultimate objective is the computation of flow solutions for which the correct upstream enthalpy value is recovered in the postshock region. To this end, the parallelism existing between the classical Bx scheme and the stabilized finite element techniques is exploited. The simple Lax‐Friedrichs dissipation term is leveraged to build two new residual distribution schemes. Upon testing on both inviscid and viscous steady problems, solutions obtained with one of the two schemes are shown to recover the correct upstream total enthalpy level in the postshock region. This last scheme provides also improved wall pressure and skin friction predictions; heat transfer predictions are, unfortunately, similar to those offered by the Bx scheme. A conjecture for explaining this behavior is exposed.     

Generalized reference enthalpy formulations and simulation of viscous effects in hypersonic flow

A generalized reference enthalpy formulation for the skin friction, heat transfer and radiation-equilibrium temperature distributions over aerodynamic surfaces in attached hypersonic / hyperenthalpic flow is proposed. The formulation, which has been extensively employed in various forms by numerous investigators in the perfect gas regime, has also been recently demonstrated to provide adequate estimates of the heat transfer distribution in thermochemically active high enthalpy flow conditions when coupled to thermochemically active Euler solutions. It is now used to reveal the relevant similitude parameters for viscous effects in hypersonic flow, and the importance of the temperature distribution across the boundary layer and of the temperature-viscosity relation. It is shown that, although reproduction of the flight total flow enthalpy as well as surface temperature is the obvious solution for full viscous simulation in (perfect gas) hypersonic flow, the hot surface testing requirement and, in a number of practical applications, also the hot flow requirement may be relaxed with reasonably small error that can be of the same order as the measurement accuracy in present-day hypersonic testing. This similitude error, however, may increase significantly in cases exhibiting strong viscous/inviscid interaction or when the laminar-turbulent transition process becomes important. In this respect, alternative full simulation solutions, which are less demanding in terms of reproduction of the high levels of flight freestream and surface temperature or even Reynolds number, are discussed. Received 6 May 1997 / Accepted 8 October 1997     

k-ω SST湍流模式三维激波分离流动修正

“激波?边界层分离”是航空气动领域的典型湍流非平衡流动问题, 准确模拟激波分离对于跨声速飞行器气动性能评估和优化设计具有重要意义. 然而传统涡黏性湍流模式中涡黏性系数的定义方式并不适用于非平衡流动, k-ω SST湍流模式为此引入的Bradshaw假设在应用于三维强逆压梯度和较大分离流动时反而限制了雷诺应力的生成, 导致包括k-ω SST在内的常用涡黏性湍流模式均无法对此类流动进行准确模拟. 同时, 现有的非线性雷诺应力本构关系也并不能有效提高模拟精度. 为此, 针对k-ω SST模式分别提出了基于Bradshaw假设和基于长度尺度的两种激波分离流动修正方法. 前者通过提高Bradshaw常数的方式放宽了对雷诺应力生成的限制, 后者则从湍流长度尺度概念出发, 利用混合长度理论、湍动能生成/耗散之比和一种新定义的长度尺度之比构造了ω方程耗散项修正函数, 提高了模式在三维激波分离流动中的建模长度尺度. 两种方法对ONERA M6机翼跨声速大攻角流动均能得到较雷诺应力模式更好的模拟结果. 进一步的雷诺应力分析表明, 三维激波分离流动中“主雷诺应力分量”的概念不再成立, 各雷诺应力分量大小接近. 网格收敛性分析、对其他攻角状态的验证以及湍流平板边界层壁面律验证进一步确认了所提出的两种修正方法的合理性、有效性和通用性.      

Generation and direct viscous dissipation of turbulent energy

Existing information about the generation and viscous dissipation of turbulent energy is based, as a rule, on the Laufer test data obtained for fluid flow in circular tubes at two Reynolds numbers (5 · 10⁵ and 5 · 10⁴). Computational dependences are presented herein for the generation and viscous dissipation of turbulent energy, common over the whole stream section and for the whole range of variation of the Reynolds number. The equation of the average energy balance during fluid flow in a circular tube and a flat channel is solved taking account of the equation of motion and the turbulent friction profile obtained by the author [1]. The computational dependences satisfy all the evident boundary conditions, agree with the Laufer test results [2] and yield a well-founded passage to the limit modes of average turbulent motion.Translated from Izvestiya Akademii Nauk SSSR, Mekhanika Zhidkosti i Gaza, No. 6, pp. 30–36, November–December, 1973.     

自然对流边界层中湍流的发生

自然对流边界层中从层流到湍流的转捩经历了浮力振型、无摩擦振型和黏性振型的三重流动不稳定性相继产生的前转捩过程,以及近壁迅速出现强湍流源,随之平缓地向自模拟的湍流边界层过渡的热转捩过程.浮力振型在修正Grashof数G>40时开始失稳并成为主要振型,在振幅分布中3种振型的临界层位置处出现3个峰值;在G>100时浮力振型消失,无摩擦振型失稳并成为主要振型,振幅分布中在近壁区还出现黏性振型的峰值;在G>170时无摩擦振型经非线性演化在外层形成较弱的湍流,但内层黏性应力仍远高于湍流应力,振幅分布中仅有与黏性振型相应的峰值,在频谱中黏性振型的基频、第一、第二、第三阶亚谐频随G的增加相继出现,此时黏性不稳定波的高频成分已转化为湍流,但低频成分仍按线性规律增长,直至湍流惯性子区开始形成;至G>800时黏性振型消失,并在G=850附近时近壁区出现强湍流源,湍流应力、湍能产生项和近壁湍流热流率剧增.在热转捩后期,湍流应力和湍能产生项明显下降,流动在内外层趋于平衡.     

Direct numerical simulation of turbulence over resolved and modeled rough walls with irregularly distributed roughness

To simulate turbulent flow over a rough wall without resolving complicated rough geometries, a macroscopic rough wall model is developed based on spatial (plane) averaging theory. The plane-averaged drag force term, which arises through averaging the Navier–Stokes equations in a plane parallel to a rough wall, can be modeled using a plane porosity and a plane hydraulic diameter. To evaluate the developed model, direct and macroscopic model simulations for turbulence over irregularly distributed semi-spheres at Reynolds number of 300 are carried out using the D3Q27 multiple-relaxation time lattice Boltzmann method. The results show that the developed model can be used to predict rough wall skin friction. The results agree quantitatively with standard turbulence statistics such as mean velocity and Reynolds stress profiles with the fully resolved DNS data. Since velocity dispersion occurs inside the rough wall and is found to contribute to turbulence energy dissipation, which the developed model cannot account for, the developed model fails to reproduce dispersion-related turbulence energy dissipation. However, it is found that the plane-averaged drag force term can successfully recover the deficiency of dispersion-related turbulence energy dissipation.     

基于涡粘性模型的翼型湍流流场熵产率计算

利用有限体积法实现了基于非正交同位网格的SIMPLE算法。基于熵分析方法,采用涡粘性模型求解湍流熵产方程,系统研究了湍流模型对二维翼型绕流流场熵产率的影响。通过计算NACA0012翼型在来流雷诺数为2.88×10⁶时,0°攻角~16.5°攻角范围内的翼型表面压力系数分布和升阻力特性,验证了算法及程序的正确性。结果表明,选择不同湍流模型时,翼型流场熵产的计算结果存在差异,湍流耗散是引起流场熵产的主要原因;翼型流场的熵产主要发生在翼型前缘区、壁面边界层和翼型尾流区域,流场熵产率与翼型阻力系数线性相关;当产生分离涡时,粘性耗散引起的熵产下降。