超音速边界层中二维扰动的演化及小激波的产生

通过直接数值模拟的方法,对二维超音速边界层中扰动的演化进行了研究．以某一剖面作为入口,加入T-S波,研究小扰动波逐渐增长的演化过程．发现了扰动非线性演化的特征．探讨了二种判断激波存在的方法,证实了超音速边界层中当扰动达到一定的幅值时会有小激波出现．为建立可压缩流稳定性非线性理论提供一定的依据．     

超声速边界层中小幅值T-S波的数值研究

对来流马赫数Ma_∞=45的平板边界层中,幅值A分别为来流速度的0.01,0.001,0.0001倍的扰动波传播的物理过程进行了直接数值模拟。计算采用NND格式。模拟中发现即使扰动幅值尚小时,流场中即已出现小激波。     

转捩边界层中次生流向涡演化的数值研究

采用高精度直接数值模拟方法和高效的特征无反射边界条件,进行可压缩流转捩边界层中出现的次生流向涡演化的数值研究.精细的数值模拟结果清楚地揭示了转捩边界层的复杂流场中次生流向涡的形成和演化过程,探讨它对转捩至关重要的环状涡生成的影响,发现次生流向涡和主流向涡的共同作用形成环状涡的一种新机理.     

高超音速零攻角尖锥边界层转捩的机理

先计算出高超音速零攻角尖锥边界层的定常层流流场．然后在计算域的入口引入两组有限幅值的T-S波扰动,对空间模式的转捩过程进行了直接数值模拟．分析了转捩过程的机理,发现平均流剖面稳定性的变化是其关键．并进一步讨论了不同模态初始扰动在高超音速尖锥边界层中的演化规律．     

超音速平板边界层转捩中层流突变为湍流的机理研究

采用空间模式,对来流Mach数为4.5的平板边界层转捩过程做了直接数值模拟．对结果进行的分析发现,在层流-湍流转捩的突变(breakdown)过程中,层流剖面得以快速转变为湍流剖面的机理在于平均剖面的修正导致了其稳定性特征的显著变化．虽然在层流下第2模态T-S波更不稳定,但在层流突变为湍流的过程中,第1模态不稳定波也起了重要作用．     

二维超音速混合层中小激波的存在及其对流场结构的影响

在二维超音速混合层入口处引入T-S波及其亚谐波,对扰动的空间演化进行了数值模拟.研究了由扰动引发的小激波(shocklet)的强度与入口处扰动幅值的关系.分析了激波前后扰动速度剖面的变化,发现小激波的存在对扰动速度剖面有显著影响,而高速层和低速层中激波对扰动速度作用不同.     

二维超音速边界层中三波共振和二次失稳机制的数值模拟研究

通过直接数值模拟的方法,探讨在超音速边界层的转捩问题中,是否存在和不可压缩流情况相似的产生亚谐波的机制．结果表明,三波共振和二次失稳这两种机制都存在．讨论了这两种机制在层流至湍流的转捩中的重要性是否的确很大的问题．     

自由流中涡扰动的边界层感受性的数值研究

用直接数值模拟的方法研究平板二维边界层对自由流中涡扰动的感受性．在自由流涡扰动与壁面凸起物的相互作用下，在边界层内找到了激发出来的Tollmein-Schlichting(T-S)波，证实了感受性现象及其中波长转变机制的存在．数值模拟得到的T-S波幅值与自由流扰动幅值、凸起高度及矩形凸起物长度的关系，与实验测量所得一致．则由此确定的感受性线性关系式的适用范围亦与实验所得相符．     

双激励超音速气体雾化喷嘴共振特性的数值研究

超音速气体雾化(ultra-sonic gas atomization,USGA) 喷嘴是实现喷射雾化的重要装置,它能够产生脉动的超音速气流,获得较小的平均粒径和集中的粒径分布.在USGA喷嘴的共振管端部引入了主动的激励信号,组成双激励式超音速气体雾化器,并对超音速气体雾化器内部Hartmann腔体气体流场在无激励/有激励情况下所产生的气体振动特性进行了数值研究.结果表明在主动激励器的作用下,超音速气体雾化器内气流的振动效果如振幅和起振特性等都得到了有效的加强.研究发现超音速气体雾化器存在多个气体受激振动的共振频率,其对应于两类不同的共振模式,“Hartmann模式”和“全局模式”.双激励器信号的频率、激励幅度及相位差改变都能够有效地改变超音速气流的振动特性.研究同时阐明了Hartmann共振管和二次共振管在USGA喷嘴腔体内产生气体脉动时的联动特点.     

散心柱面胞格爆轰演化数值研究

采用有限体积方法,在自适应非结构网格上求解二维含化学反应Euler方程,数值研究了柱面胞格爆轰波演化现象．化学反应计算采用单步可逆总包反应模型．数值结果演示了散心柱面胞格爆轰波演化过程中胞格结构的分裂现象,获得了与实验结果定性一致的结果．胞格结构的分裂演化在点火区近场和远场显示了不同的特点,其中爆轰波传播过程中波阵面当地曲率的变化是控制胞格分裂演化行为的关键因素．数值结果也显示胞格结构的分裂现象来自于爆轰波前锋结构中横波的自组织行为,即沿爆轰波波面传播的小扰动发展成为横波的过程,这种现象与胞格爆轰波的不稳定性密切相关．     

零攻角小钝头钝锥高超音速绕流边界层的稳定性分析和转捩预报

研究了零攻角小钝头圆锥高超音速边界层的稳定性及转捩预测问题．小钝头的球头半径为0.5 mm,锥的半锥角为5°,来流马赫数为6．采用直接数值模拟方法得到了钝锥的基本流场,利用线性稳定性理论分析了等温壁面和绝热壁面条件下的第一、第二模态不稳定波,并用“e-N”方法对转捩位置进行了预测．在没有实验给出N值的情况下,暂取N为10．研究发现,壁面温度条件对于转捩位置有较大影响．绝热边界层的转捩位置比等温边界层的靠后．且尽管高马赫数下第二模态波的最大增长率远大于第一模态波的最大增长率,但绝热边界层的转捩位置是由第一模态不稳定波决定的．研究方法应能推广到有攻角的三维边界层流动的转捩预测．     

有限振幅T-S波在非平行边界层中的非线性演化研究

研究对非平行边界层稳定性有重要影响的非线性演化问题,导出与其相应的抛物化稳定性方程组,发展了求解有限振幅T-S波的非线性演化的高效数值方法。这一数值方法包括预估-校正迭代求解各模态非线性方程并避免模态间的耦合,采用高阶紧致差分格式,满足正规化条件,确定不同模态非线性项表和数值稳定地作空间推进。通过给出T-S波不同的初始幅值,研究其非线性演化。算例与全Navier-Stokes方程的直接数值模拟(DNS)的结果作了比较。     

后掠翼边界层定常横流涡的非线性演化

横流失稳是后掠翼边界层主要的失稳形式.实验和数值研究发现在后掠翼边界层转捩之前,有一段较长的非线性幅值饱和阶段,因此线性稳定性不能有效预测横流失稳转捩过程,所以研究横流涡的非线性演化过程就极为必要.以NLF(2)-0415翼型为研究模型,在来流Mach数为0.8、后掠角为45°、攻角为-4°的条件下,用扰动方程计算了定常横流涡非线性演化过程.结果显示非平行性起着更加不稳定的作用.当基本波的幅值到达0.1时,非线性作用开始明显.横流涡经历了非线性幅值饱和过程,涡的形状呈现半蘑菇状,涡的涡轴与边界层外缘无粘势流平行.饱和涡使得原有流场发生极大的扭曲,流向速度和展向剖面出现了拐点.     

非特征边界的MHD方程的边界层

考查了小粘性时非特征边界情况下MHD方程在边界附近的性质,说明速度在边界上不为零.源于之前非特征边界条件下不可压缩Navier-Stokes方程边界层的工作,证明了边界层的存在性,并得到了当粘性收敛于零时,MHD方程的解收敛于理想MHD方程的解.