无限展长后掠翼边界层定常横流不稳定转捩分析

采用γ-Re_θt横流转捩拓展模型对NLF （2）-0415无限展长后掠机翼进行数值模拟,重点分析来流雷诺数、机翼表面粗糙度及后掠角对边界层横流不稳定性的影响.研究发现γ-Re_θt横流转捩拓展模型能够准确预测边界层定常横流不稳定转捩,计算结果与试验数据吻合较好.结果表明来流雷诺数越大、机翼表面越粗糙,横流转捩位置越靠前;随着机翼后掠角的增加,转捩位置先前移随后逐渐靠后.     

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.      

基于Spalart-Allmaras-γ-\begin{document} ${\overline {Re} _{\theta {\rm{t}}}}$ \end{document}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-${\overline {Re} _{\theta {\rm{t}}}}$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-${\overline {Re} _{\theta {\rm{t}}}}$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.      

后掠机翼的横流不稳定性分析及转捩预测

后掠机翼边界层的流动稳定性及转捩对翼型的设计及优化有着重要的参考价值,而横流失稳是引起后掠机翼边界层转捩的关键因素之一.以NLF（2）-0415翼型为研究对象,采用三维可压缩Navier-Stokes方程并结合γ-Re_θt转捩模式计算了展向无限长后掠机翼的基本流场.由于原始γ-Re_θt模式只能预测流向边界层转捩,因此在原始转捩模式中添加横流间歇因子项,进而对复杂构型进行横流不稳定性转捩预测.计算结果显示,利用改进后γ-Re_θt转捩模式预测得到的后掠翼型的转捩位置与实验数据吻合较好,证明了修正的转换模式的合理性和实用性.      

展向凹槽及泄流孔对高超声速平板边界层转捩影响的试验研究

针对展向凹槽和泄流孔对高超声速钝平板边界层转捩的影响,在中国空气动力研究与发展中心F2 m激波风洞(FD-14A)开展了试验及初步的计算与理论研究.试验的来流马赫数为6、单位雷诺数为3.3×107/m,平板的前缘半径为1 mm,攻角为–4°.在距平板前缘110 mm处布置三组不同的二维展向凹槽,凹槽的宽度与深度分别为凹槽1(2.5 mm,1 mm)、凹槽2(3.75 mm,1.5 mm)、凹槽3(5 mm,2 mm),同时凹槽1的两端可以打开泄流孔,记为凹槽4,不含凹槽时的光滑平板情况记为凹槽5或平板.采用热流传感器测量了不同情况下平板中心线的热流分布,测量结果显示,光滑平板情况在x≈340 mm处开始转捩,在x≈425 mm处转捩接近完成.凹槽导致平板边界层的转捩位置提前,且随着凹槽宽度及深度的增加,对转捩的促进作用增强,转捩位置向上游移动.凹槽1增加泄流孔后(凹槽4)其热流分布及转捩位置与光滑平板情况基本一致.边界层流动完全转捩为湍流后,各情况下的热流差别较小,表明不同规格的凹槽只影响转捩过程中的热流分布,对转捩完成后的湍流壁面热流影响较小.数值计算(CFD)结果显示,泄流孔导致了被动抽吸,试验结果显示凹槽两端的泄流孔抽吸效应抵消了凹槽对平板中心线边界层转捩的促进作用.采用线性稳定性理论(LST)及最优扰动方法分析了光滑钝平板情况的流动失稳机制.LST结果显示,本文平板流动不存在Mack第一模态、第二模态失稳,因此传统的模态失稳机制无法解释试验中观测到的转捩现象.最优扰动计算显示,平板流动存在较强的非模态失稳,可以定性解释观测到的转捩现象.     

磷光热图技术在常规高超声速风洞热环境实验中的应用

通过采取快速插入、建立同步采集系统等措施,在中国航天空气动力技术研究院FD-07常规高超声速风洞建立了磷光热图技术,并成功地获得了平板三角翼模型表面热流分布.基于实验结果,初步分析了来流Reynolds数等参数对三角翼表面热流分布的影响.结果表明,三角翼外形中心线处转捩靠后,两侧转捩靠前,且随着来流Reynolds数的增加,转捩位置进一步前移.总的来说,磷光热图技术能够直观地显示流动转捩发生的位置以及转捩后湍流区的形状,为高超声速飞行器热防护设计提供了一种新的技术途径.      

斜波转捩研究综述

斜波转捩是一类由一对频率、波角相同但方向相反的斜波引起的转捩过程,广泛存在于平板、零攻角圆锥、二维曲板等边界层流动以及压缩拐角流动、自由剪切流动中。斜波转捩不仅是超声速乃至高超声速流动中主要的自然转捩路径之一,还代表一种重要的亚临界转捩或旁路转捩路径,在管流、槽道流乃至高超声速大钝度熵层/边界层流动转捩中扮演着重要角色。开展斜波转捩研究对深化转捩机制认识,改善转捩预测水平,提升转捩控制能力,进而优化飞行器设计具有重要意义。为此,回顾了斜波转捩研究30余年来的发展历程和重要进展,介绍了斜波转捩发生机制、与其他转捩路径的关系以及相关控制手段,并展望了有待进一步研究的问题。     

高超声速三角翼上横流不稳定性的实验研究

本文研究了三角翼迎风面边界层中的非定常横流不稳定性.实验在马赫6低噪声风洞中进行,模型为平板构型,攻角为5°和10°.通过温敏漆技术,观察到在远离头部的区域,边界层转捩阵面光滑且平行于前缘,通过Kulite高频脉动压力传感器得到的功率谱密度曲线中有明显的f≈10 kHz的扰动波信号峰值.利用基于纳米示踪的平面激光散射技术,在平行前缘方向对此区域进行流场可视化,观察到规则的向下游卷起的涡结构,形态与数值模拟中的横流涡形态一致,且涡结构的位置不是固定的,因此该10 kHz的信号为非定常横流波信号.只有在边界层为层流时,才能够观察到明显的10 kHz左右的非定常横流波信号峰值,边界层转捩中或转捩后,脉动压力的功率谱密度曲线为低频成分占主导的宽频分布.提高单位雷诺数,同一压力测点位置得到的横流波幅值先增长至饱和而后衰减.增大攻角时,横流行波幅值增长更加迅速,在较低的雷诺数下就可以增长至饱和.另外,还利用Kulite传感器阵列测量了横流波的相速度和传播角度,文中所测状态下,相速度分布在0.24—0.32倍来流速度之间,传播角度与来流方向夹角在40°—60°之间.并且,增大攻角时,横流波的相速度变大,传播角减小.     

基于POD方法的高超声速边界层转捩判定方法

高超声速边界层转捩是高超声速飞行器设计的关键基础问题之一.为了研究高超声速边界层转捩, 在风洞中, 对平板模型进行了M=5的实验, 在模型中心沿流动方向使用PCB脉动压力传感器对脉动压力时间序列进行采集.文章将本征正交分解(proper orthogonal decomposition,POD)方法引入高超声速脉动压力数据处理中, 发展了单点POD分析方法.经验证, 使用该方法重构数据的均方根(root mean square, RMS)峰值位置可表征转捩位置, 实用性强.      

基于温敏漆技术的圆锥高超声速大攻角绕流背风面流动结构实验研究

高超声速流动中, 大攻角下圆锥背风面边界层会存在流动分离与再附、边界层转捩等多种流动现象, 进而对圆锥表面温度分布产生显著的影响。为了对这一复杂流动规律及其对表面温升分布的影响进行讨论, 研究基于温敏漆技术, 得到了在Mach数为6的低湍流度来流条件下, 攻角为10°的圆锥背风面温升分布结果。通过对不同位置、不同方位角处温升分布曲线的分析, 对大攻角下圆锥背风面边界层流动发展过程及不同发展阶段的流动特征进行了讨论。同时, 通过对来流总压的调节, 得到了不同Reynolds数下的圆锥背风面温升分布结果, 总结了Reynolds数对流动的影响规律。研究发现, 高超声速大攻角圆锥背风面边界层流动发展过程中会依次出现层流分离、定常横流涡影响、转捩以及湍流分离与再附等流动特征, 而在不同的Reynolds数下, 各个流动特征产生影响的范围不同, 随着Reynolds数的降低, 层流范围和定常横流涡影响范围均有所增加, 而从观察到横流影响到转捩开始发生的范围基本相同。      

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.     

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.      

Free stream turbulence effect on the flow structure over the finite span straight wing

Flow visualization tests have been performed to examine the structure of the near-wall flow over a low-aspect ratio straight wing installed at various angles of attack a and chord Reynolds numberRe _c=U_∞c/ν=1.76×10⁵. The experiments were carried out at two free-stream turbulence levels, ε=0.1% and ε=1%, the latter one having been achieved using a baffling grid. To visualize the flow, termochromic cholesteric liquid crystals and digital processing of video images were used. At the low turbulence level and α=27°, a flow stall on the lee side of the wing was observed, with a pair of largescale vortices rotating in the wing plane. Simultaneously, no vortex structures were observed on the windward wing surface. It was found the flow patterns on either side of the wing significantly changed with increasing free-stream turbulence level. A separation bubble appeared near the leading edge on the lee side of the airfoil at ε=1%, and large-scale stationary longitudinal vortices originated over the wing windward surface. The number and sizes of the longitudinal structures were found to be dependent on the angle of attack.     

Numerical simulation of the thermal non-equilibrium flow-field characteristics of a hypersonic Apollo-like vehicle

In order to investigate the relationship between the flow-field parameters outside the vehicle and the altitude, this paper takes the Atmospheric Reentry Demonstrator (ARD) with an angle of attack of -20° as the research object and adopts a two-temperature model coupled with the shear-stress transport k-ω turbulence model to focus on the variation of flow-field parameters including flow-field pressure, Mach number and temperature with the reentry altitude. It is found that the flow-field high-pressure region and low-Mach region both appear in the shock layer near the head of the ARD, while the maximum pressure of the surface appears on the windward side of the ARD's head with a toroidal distribution, and the numerical magnitude is inversely proportional to the radius of the torus. With fluid through the shoulder of the ARD flow expansion plays a dominant role, the airflow velocity increases, the Mach number of the windward side of the rear cone increases and the flow-field pressure and surface pressure rapidly decrease. When the fluid passes through the shock layer, the translational-rotation temperature will increase before the vibration-electron temperature, there is a thermal non-equilibrium effect and the two temperatures will rapidly decrease again when approaching the surface of the ARD due to the existence of temperature gradient. At the same time, both the windward side of the shoulder and the back cover of the ARD suffer from a large thermal load and require thermal protection.     

Control of turbulent boundary layer on a wing section by combined blowing/suction

The possibility of exerting control over the turbulent boundary layer on NACA 0012 wing section with the aim of improving the wing aerodynamic characteristics in incompressible flow is experimentally examined. Control over the boundary layer was exercised in the range of the angles of attack from ?12 to 12° by implementing combined steady-state blowing/suction of air through a finely perforated surface located, respectively, on the windward and leeward side of the wing and presenting part of streamlined surface.     

高架桥声屏障高度对列车气动特性影响的数值模拟

采用计算流体力学方法对高架桥声屏障高度影响高速列车空气动力特性进行数值研究.通过网格划分、湍流模型选取、边界条件设置等来提高数值计算精度.结果表明,当高速列车运行在下风向时,头车、中间车上的侧向力随着声屏障高度增加而逐渐下降.头车所受的侧翻力矩在整车中最大,且随着声屏障高度的增加而逐渐减小.随着声屏障高度的增加,上风向工况下中间车受到的侧翻力矩要大于下风向工况.上、下风向工况下高速列车气动特性差异主要是由于流动空腔中列车所处的相对位置不同,改变了车体表面的压力分布,从而改变了车体所受到的气动力、力矩.     

A DNS study on the flame structures and flame stabilization mechanism of a laboratory-scale lean premixed jet flame in crossflow

In the present work, direct numerical simulation (DNS) of a laboratory-scale lean premixed reacting jet flame in crossflow was performed to understand the flame structures and the flame stabilization mechanism. In the DNS, an ethylene-air jet with an equivalence ratio of 0.6 was injected into a hot vitiated crossflow. The jet Reynolds number reaches 6161. The DNS results were compared with those of the experiment with a good agreement. It was found that the windward and leeward branches of the flame show significantly different behaviors. The windward flame branch, appearing lifted and discontinuous, is located in the shear layer regions with high temperature, low vorticity and low scalar dissipation rate. The location of the peak heat release rate shifts to a higher mixture fraction with increasing distance from the jet exit. The leeward branch of the flame anchors in the shear layer near the jet exit. The recirculation zone in the wake of the jet facilitates the stabilization of the leeward flame. The chemical explosive mode analysis (CEMA) and species budget analysis were employed to characterize the local combustion mode. Auto-ignition plays a key role in the stabilization of the windward flame where a large range of extinction is also found due to the high strain rate. In contrast, premixed flame propagation is dominant on the leeward side.     

飞行器低Reynolds数层流分离理论探讨

低Reynolds数流动由于自身特点导致气动特性严重恶化,非定常、非线性效应突出且预测困难,加之相关基础理论研究不足,给以临近空间低速飞行器和高性能微小型飞行器为代表的低Reynolds数飞行器的开发和研制带来了瓶颈和挑战.首先概述了飞行器低Reynolds数的范畴、低Reynolds数空气动力学的主要问题与挑战.随后从低Reynolds数层流分离基础理论出发,依次介绍了低Reynolds数层流分离经典理论、低Reynolds数层流分离非定常流动特性、低Reynolds数后缘层流分离泡.在此基础上,通过对经典长层流分离泡与后缘层流分离泡力学特性的差异以及随攻角和Reynolds数的演化规律的详细分析,逐步揭示了一些低Reynolds数复杂气动效应的本质,如小攻角升力系数的非线性效应,翼型随Reynolds数下降气动特性的二次恶化效应等.最后对低Reynolds数流动基础理论的发展过程进行了总结,并对层流分离诱导转捩及再附效应等复杂流动问题进行了展望.      

雷诺数对涡轮叶栅流动的影响

本文利用数值模拟手段模拟了涡轮叶栅内部三维流动,分析了雷诺数对涡轮叶栅内部流动图画的影响。结果表明在低于自模化雷诺数条件下,雷诺数的降低将对涡轮叶栅吸力面边界层的发展产生严重的不利影响。雷诺数降低至一定程度,将导致吸力面出现严重的分离,端部二次流流动相应加剧,使低雷诺数情况下涡轮叶栅性能恶化,在设计中应予充分重视。