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Ludwieg管的高超声速边界层转捩实验

高超声速边界层层/湍流转捩是高超声速飞行器气动力和气动热设计中的难点和热点问题.为了降低开展高超声速边界层不稳定性与转捩实验研究的门槛,研究基于Ludwieg管原理设计并建造了一座Mach 6高超声速管风洞,重点对Ludwieg管风洞的启动和运行过程开展了数值模拟,分析了储气段弯管布局对试验段流场的影响;之后,对该高超...     

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.      

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.      

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.      

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。      

高超声速边界层流动转捩研究

针对高超声速飞行器前体预压缩性所需求的气动构型,开展了具有-级压缩效果的压缩面边界层的流动稳定性分析.采用有限体积法数值求解NS方程组得到基本流场,应用当地局部平行流假设和线性稳定性理论求解了扰动波参数的特征值问题.分析了来流马赫数M_∞=6情况下二维扰动波的演化规律,并进-步关联扰动的空间放大率,结合EN方法进行了转捩预测.     

转捩与湍流对激波边界层干扰及底部流动结构的影响

为研究转捩与湍流对激波边界层干扰及底部流动结构的影响,文章选取了二维与三维高超声速双斜面进气道模型与大钝头着陆器模型,并使用γ-Re_θ转捩模型开展数值模拟研究.研究表明,对于二维进气道模型,随着前缘钝度的增加,激波边界层干扰位置前移,分离区变大,与层流流动情况相比,有转捩流动发生时,激波边界层干扰位置后移,同时分离流动强度变弱,分离区缩小;对于三维进气道模型,其拐角附近的分离流动呈现明显的三维特征,转捩流动也存在三维流动结构,与静风洞状态相比,噪音风洞状态下,有转捩流动发生,对壁面热流影响较大,对激波系影响很小.对于着陆器模型,底部流动发生转捩,使得底部流动由不稳定非定常的流动结构变为稳定定常的流动结构,这有益于姿态控制设计.      

高超声速边界层中由粗糙元引起强制转捩的机理

由大粗糙元引起的高超声速边界层强制转捩在航天技术中有实际应用, 因而近年来受到人们的广泛关注.虽然目前导致该转捩过程的内在机理尚不完全清楚, 但有一点是明确的, 即粗糙元的尾迹流场中存在强对流不稳定性.文章的出发点是研究这种对流不稳定模态是如何触发转捩的.首先通过CFD方法, 计算出高超声速边界层中粗糙元的尾迹流场, 并对其进行二维稳定性分析.结果发现, 在传统不稳定Tollmien-Schlichting(T-S)模态出现的临界Reynolds数之前, 存在高增长率的无黏不稳定模态, 表现为对称的余弦模态和反对称的正弦模态.然后对该不稳定模态在粗糙元尾迹流中的演化进行了模拟, 验证了二维稳定性分析的结果, 并考察了非平行性效应的影响.最后通过直接数值模拟, 研究由这些不稳定模态触发转捩的全过程.结果表明, 对流不稳定模态确实是导致边界层转捩的关键机制.该转捩过程的特点是, 局部湍斑首先在不稳定模态特征函数的峰值附近出现, 然后向全流场扩散.就文章研究的工况而言, 余弦和正弦模态的相互作用对转捩的影响并不明显, 且后者在转捩过程中起主导作用.      

尖楔模型结构对脉动压力测量影响实验研究

高超声速边界层转捩与湍流研究是当前空气动力学研究的一个热门领域,脉动压力测量技术在高超声速风洞背景噪声测量和边界层内扰动波发展研究实验中得到了广泛应用.脉动压力传感器由于灵敏度高、测量频率范围宽,其测量结果受多方面因素影响.文章以尖楔模型为研究对象,在常规高超声速风洞中开展了模型背面凸起对表面脉动压力测量结果影响的实验...     

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.     

多孔表面推迟高超声速边界层转捩的机理

利用线性稳定性理论分析（LST）结合直接数值模拟（DNS）研究高超声速多孔表面边界层流动的失稳特征,分析多孔表面推迟高超声速边界层转捩的机理.在Ma=6,Re=2.0×10⁴（参考长度为入口处边界层位移厚度）条件下获得平板边界层及不同孔隙排列情形下平板边界层的典型流动特征,并采用LST方法分析光滑平板及多孔平板扰动的增长率及累计放大率.研究表明三维顺排及错排多孔表面都可以抑制第二模扰动的发展,推迟高超声速边界层转捩,但顺排多孔表面推迟高超声速边界层转捩能力更强.     

高超声速飞行器复杂外形转捩预测

采用k-ω-γ 转捩模式对某新型飞行器外形的典型流动特征和边界层失稳特性进行了分析.研究结果表明,横流是影响飞行器大面积转捩的主要因素.随着高度增加,来流Reynolds数减小,迎风面和背风面的转捩起始位置均向下游移动.随着攻角增加,头部附近背风面的展向压力梯度增大,横流效应增强,转捩起始位置向上游移动;另一方面攻角增...     

二维高超声速后台阶表面传热特性实验研究

高超声速后台阶流动是大气层内高速飞行器发动机设计、表面热防护以及高超声速拦截器红外成像窗口气动光学效应校正等诸多先进高超声速技术研发过程中所涉及的一类基础流动问题. 研究高超声速后台阶流动特性对有效提升飞行器综合性能, 进一步掌握高超声速流动机理具有重大基础 意义. 本文以二维高超声速后台阶流动为研究对象, 在KD-01高超声速激波风洞中测量了二维后台阶模型表面传热系数和表面静压, 并将实测台阶下游表面传热系数分布同采用高超声速边界层理论所得估计值进行了比较. 为进一步验证实验结果, 使用NPLS技术测量了其中一种实验状态下台阶周围流动结构. 研究发现, 对于二维高超声速后台阶流动, 台阶下游表面传热分布受台阶处边界层外缘流动特性的直接影响; 在台阶下游分离区和再附区内, 气体黏性占主导作用; 在台阶下游远场区域, 边界层流动特性趋同于平板边界层; 下游边界层基本结构取决于台阶处边界层相对厚度. 对高超声速后台阶流动, 若使用数值模拟方法研究气动热问题, 应当使用湍流模型.     

合成冷/热射流控制超声速边界层流动稳定性

为了探究超声速边界层流动稳定性及其转捩控制机理,提出基于合成冷/热射流的边界层速度-温度耦合控制方法,并通过数值模拟研究了Ma=4.5超声速平板边界层不稳定波的传播,采用线性稳定性理论中的时间模式分析了壁面吹吸、射流温度、扰动频率、扰动振幅等对不稳定波控制效果的影响.结果表明:无射流控制时,边界层内同时存在不稳定的第一模态扰动波和第二模态扰动波,且二维波形式的第二模态占主导地位;壁面吹吸作用下,仅出现更加不稳定的第二模态,第一模态被抑制;速度-温度耦合控制下,射流温度对扰动模态的不稳定区域大小及扰动增长率影响显著,射流温度与来流温度不同时,温度的脉动使得流动转捩为湍流的速度加快,边界层速度型更加饱满,抗干扰能力增强,流动稳定性提高;高频的吹吸扰动对流场的控制效果优于低频扰动,扰动频率超过400 Hz时,第二模态扰动波时间增长率降低,扰动分量对边界层速度剖面和温度剖面的修正加快,第二模态更加稳定;扰动振幅减小为主流速度的1%时,仅出现时间增长率较小的第二模态,控制效果较好,进一步减小时,第一模态重新出现,并且波数范围与第二模态先重合后分离,对应的时间增长率先增加后减小.研究结果为边界层转捩控制技术提供了新的思路.     

基于转捩SST模型凸起圆柱绕流数值研究

为了研究局部凸起对边界层转捩的影响,采用转捩SST模型分别对亚临界、临界和超临界状态下带突起的圆柱绕流问题进行了数值模拟,分析了不同Reynolds数下带突起的圆柱绕流问题的近壁面流动特征以及表面时均压力与摩擦力系数的分布和凸起对圆柱表面流动分离以及转捩的影响,对比了有无凸起两侧圆柱表面时均压力、摩擦力系数的不同. 结果表明:当来流Reynolds数处于临界区时,气流在圆柱上表面凸起处形成了3个反向旋转的漩涡,之后随着θ的增大,发生了流动分离和流动转捩现象;对于不同Reynolds数下的来流,圆柱上表面的凸起可以使气流发生转捩的位置提前;圆柱上表面的凸起使流速增大、压强降低,从而导致圆柱产生升力,随着来流Reynolds数的增大,其升力逐渐变大.      

一种数据驱动的翼型流动转捩预测方法

研究翼型绕流的转捩预测方法,对于翼型流动细节的精确模拟和气动力的准确计算以及精细化设计均具有十分重要的意义.采用动模态分解（dynamic mode decomposition,DMD）代替线性稳定性理论（linear stability theory,LST）与eN方法结合,不需要求解稳定性方程,成为一种数据驱动的翼型边界层转捩预测新方法,称为DMD/eN方法.在原有方法的基础上,改进了DMD网格线生成方法和扰动放大N因子的积分策略,并将RANS求解器与改进的DMD/eN方法进行耦合,实现了翼型定常绕流转捩预测自动化.采用该方法对LSC72613跨声速自然层流翼型以及NLF0416低速自然层流翼型在不同攻角下的绕流进行转捩预测,转捩点计算结果均与实验值和LST/eN方法吻合良好.该方法计算得到的N值增长曲线与LST/eN方法的包络线也较为吻合,进一步验证了积分策略的正确性.改进的DMD/eN方法可作为自然层流翼型设计的新的有力工具.      

光学诊断专题序言

光学诊断技术主要是以激光技术、光谱技术、光电探测技术、数据图像处理技术等为基础的一种综合性测试诊断技术可以实现复杂流场温度、组分浓度、速度、流场结构等参量信息的高时空分辨精确测量而且对测量流场无扰动.近年来光学诊断技术已开始从实验室基础研究走向于各类风洞、发动机等重要设备的工程应用这对于深入研究高超声速流动和燃烧化学反应动力学过程如高焓非平衡流动、高超声速边界层转捩、超声速燃烧动力学、汽车/飞机/火箭/卫星等发动机燃烧不稳定性和污染控制等具有重要意义.     

高超声速三维热化学非平衡电离流动计算研究

研究发展了一种计算高超声速三维热化学非平衡电离流动的数值方法。真实气体热力学状态是通过平动-转动温度和电子-振动温度来模拟。对零攻角轴对称钝锥体和有攻角钝锥体的高超声速电离流动,采用隐式有限体积法NND格式,数值求解NS方程。     

水中斜激波的传播

 利用水的简化物态方程讨论了水中斜激波波后流动马赫数、密度比、压强增量及冲击角与来流马赫数的关系,给出了一个无量纲化的激波极线方程;对附体激波转变为脱体激波及波后流动为等声速流的条件进行了讨论。