可压缩边界层与混合层失稳结构的研究进展及其工程应用

本文回顾了可压缩边界层与混合层中失稳结构及其应用的研究进展. 这些工作包括人们对高超声速平板边界层失稳特性、高超声速圆锥边界层转捩攻角效应的产生机制和可压缩混合层失稳特性的研究认识,以及这些相关认识的3 个应用方向. 这些相关工作丰富了人们对高速流动转捩和湍流拟序结构的认识.     

超声速混合层（Mc=0．5）流动现象的实验观测和计算分析

实验和计算均能获得混合层流动失稳结构的参数,但以往两种研究方法所获结果缺乏对比验证．我们用NPLS（Nano-Based Planar Laser Scattering）流动显示技术和二维DNS方法研究了Mc=0．5（M1=3．5／M2=1．4）的超声速混合层流动．从实验照片测量了混合层流动在无附加扰动和施加谐波扰动下流动结构波长,与二维DNS计算结果差异均在1％以内．两种方法的结果得到了相互验证．实验测量了结构的对流输运速度,证实对于超／超混合层流动,满足Mc,2〈Mc,1关系．实验照片清晰记录了大涡拟序结构的演化过程,如混合层流动的对并和间歇现象．     

高超声速平板边界层/圆柱粗糙元非定常干扰

以高超声速表面湍流控制为应用背景,平板/粗糙元干扰流动为模型,采用大涡模拟方法研究粗糙元流场干扰作用机理.分析粗糙元外形特征对于流动稳定性影响,给出其引起的流动表面参数的变化规律.结果显示超声速边界层在粗糙元作用下产生强逆压梯度并发生分离,粗糙元高度对高位自由剪切层失稳有明显影响,低粗糙元干扰下游流动稳定性,而高粗糙元剪切层发生流向失稳,形成涡串结构;同时粗糙元干扰导致下游摩阻和热流系数较平板略低,可能应用在进气道降热和减阻中.     

飞行器船尾设计对亚声速底阻影响及风洞试验验证

减小阻力尤其是底部阻力,是飞行器增加航程的重要手段,而船尾布局则是减小底部阻力的有效措施。为研究船尾修型设计在亚声速段对飞行器阻力的影响规律,对某飞行器外形开展船尾修型设计并进行数值模拟,分析了不同船尾形状和船尾角度对飞行器阻力的影响情况,并开展了风洞试验验证。结果表明,船尾修型设计可以有效减小底部阻力;船尾采用曲线过渡的减阻效果优于直线过渡;在限定船尾过渡段尺寸(轴向长度80 mm、法向高度40 mm)的情况下,船尾角度超过45°的修型设计,对底部的减阻效果更为明显;风洞试验结论与数值分析结果一致。