可压缩横流失稳及其控制

边界层流动转捩的预测与控制一直是流体力学研究中的一个重要问题. 三维边界层流动工程中十分常见, 而横流失稳是导致三维边界层流动转捩的主要原因. 本文综述了近些年来三维边界层失稳和转捩方面的研究概况. 从机理上讨论了横流扰动的感受性、首次失稳、二次失稳和转捩控制等方面的研究进展. 在数值计算方面, 简要概述了线性稳定性理论、非线性稳定性理论和直接数值模拟方法在横流失稳和转捩方面的应用.本文对横流失稳研究当前存在的问题进行了讨论, 对今后研究的发展趋势作了相应展望.     

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.      

Reynolds数22 000的孤立方柱绕流的大涡模拟

方柱绕流是典型的钝体绕流问题,蕴含了丰富的流体力学现象,对这类流动的准确预测面临着诸多挑战.采用自主发展的大涡模拟程序,对来流Mach数M=0.3,Reynolds数Re_D=22 000的绕孤立方柱流动进行了细致模拟,亚格子模型使用动力涡黏模型.对计算结果的分析表明,大涡模拟所得的平均流场及Reynolds应力分布与已有实验数据和直接数值模拟结果均吻合较好,验证了预测结果的可靠性;在此基础上对瞬态流场进行了研究,展示了计算条件下方柱绕流分离转捩及尾迹区旋涡交替脱落形成Karman涡街的全过程,为更细致的流动机理探索奠定了基础.      

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.      

水翼表面粗糙带对空化抑制效果的数值研究

为研究水翼表面粗糙带对空化的抑制效果,在修改的NACA16翼型吸力面施加一粗糙带,对在不同粗糙带条件下翼型的水动力学特性和周围流场进行了数值模拟研究,得到了升阻力系数、吸力面最小压力系数和近壁面湍动能随粗糙带变化的趋势,探讨了水翼表面粗糙带对抑制表面空化的效果。结果表明,随着粗糙带宽度和高度的增大,翼型周围流场的压强显著升高并使吸力面的最低压力高于饱和蒸汽压,从而延缓了初生空化的发生。该结果为认识粗糙带对水翼抗空蚀性能的影响提供了参考。     

壁流动中的转捩

对壁流动的不同实验结果做了对比,这些实验结果来自于流动显示、热膜测量以及PIV测量, 对比的同时,还总结了与此相应的理论方面的进展.这些进展是在对所选大约120篇文献中内容归纳提炼的基础上给出的.尽管实验中所使用的初始扰动条件不同,但所发现的流动结构几乎是完全一样的. 在对壁流动转捩的认识方面,认为下列所观察到的流动结构是最基本最重要的:在边界层和管流中被称为类孤子相干结构(SCS)的三维非线性涡包、$\Lambda$涡、二次涡环和涡环链.近期的实验中发现了这些结构形成和转捩的动力学过程,具体包括以下内容: (1) $\Lambda$ 涡和二次涡环间持续的相互作用过程.该过程决定了涡环链的产生方式, 总是从壁面区域周期性地形成,并进入到边界层的外部区域; (2)高频涡的生成,这是理解转捩和湍流边界层(以及其他流动)发展的关键问题之一.尽管已经提出了一些解释,但是二次涡环的实验发现将对此提供一个特别清晰的解释.(3)在所有湍流猝发中SCS所起的关键作用.这一点被看做是低雷诺数湍流边界层中湍流产生的关键机制.与猝发直接相关联的是低速条带. 基于SCS的动力学过程, 针对壁流动情况,可以比以前更清晰地解释低速条带的形成机制及其与流动结构的关系.在实验中所观察到的SCS和二次涡环,不仅能使我们重温壁面流动转捩中的经典故事, 同时还开辟一条新的途径,可以基于此建立壁面流动转捩可能具有的普适性的动力学过程.      

后掠机翼低速流动转捩位置的升华法测量

报导了在西北工业大学低湍流度风洞中采用升华法测量后掠翼上表面流动转捩位置及其随攻角变化而改变情况,并参照后掠翼压力分布的实验结果进行分析.本文涉及的升华法,是根据边界层的层流区和湍流区流态差别来判断边界层转捩的一种测量方法.升华法的测量结果表明:在小攻角范围内,转捩位置逐渐提前,当达到某一攻角时,转捩快速接近前缘.这一结果和压力分布的实验结果相吻合,说明升华法能够较准确地显示转捩线位置.由于影响后掠翼转捩位置的因素较多,诸如边界层内横流的不稳定性、壁面的干扰、后掠翼的三维流动效应等,致使出现了攻角为4°时转捩位置呈现出一条斜线的现象.     

全机模型附面层状态红外热像探测研究

本文介绍了用红外热像仪对一架飞机模型进行附面层状态探测的情况,对模型不加热和布置热丝等不同的实验方法进行了比较。实验结果表明在模型表面布置热丝可以得到较好的附面层状态热图。     

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．     

壁面温度在多参数下对平板边界层的影响研究

为了得到壁面温度在不同来流速度、不同湍流强度条件下对边界层转捩与减阻的影响规律,本文采用Transitionk-kl-ω模型对低来流速度下无压力梯度的光滑平板进行了数值模拟。结果表明,随着来流速度的升高,壁温升高所起到的减阻效果更好,即高来流速度对壁面温度更为敏感。当来流处于中高湍流强度下时,壁温升高能起到推迟转捩的作用,且随着湍流强度的升高,转捩推迟的效果越好,但减阻效果正好相反;当来流处于低湍流强度下时,壁温升高会使得转捩提前发生。壁温升高抑制了边界层内流体的脉动程度,使得层流的稳态不易被破坏,流动更加稳定;同时,壁温升高使得边界层内流体的速度梯度减小,从而降低了壁面摩擦系数,故壁温升高能起到推迟边界层转捩与减阻的作用。