压缩拐角强激波边界层干扰直接数值模拟研究

激波/湍流边界层干扰是高超声速飞行中常见的流动现象,平板-压缩拐角存在于飞行器进气道、翼舵等,是研究激波/湍流边界层干扰的标准构型。采用直接数值模拟方法研究了马赫数6.0、40°压缩拐角的高超声速强激波/湍流边界层干扰问题。在上游湍流边界层内,近壁流动以高低速条带结构为主;当流动进入干扰区后,流向条带消失,同时形成具有三维特征的流动结构。在强激波作用下,分离长度超过10个边界层厚度。流动再附后,壁面摩阻、压力及其脉动峰值分别达到上游湍流边界层的8.9、36和124倍。干扰区内湍动能强度显著增加,其峰值是边界层峰值的6.4倍。研究发现激波运动、分离剪切层是湍动能强度增加的主要原因。

变高度圆柱诱导的激波边界层干扰

采用分区方法及Roe三阶流通量差分分裂格式求解雷诺平均N－S方程，湍流附加黏性系数用Baldwin－Lomax模型计算，数值模拟了高超声速条件下变高度圆柱诱导的激波边界层干扰，其流场的主要特性均与实验结果一致或规律相同，结果清晰地展示了流场结构以及气动载荷分布随柱高度的变化特征，并说明激波碰撞和旋涡运动都可能导致飞行器表面局部气动载荷的增加．

有二次涡的激波边界层干扰流动的DPNS和NS方程计算

本文针对具有二次涡复杂分离再附现象的激波边界层干扰流动 ,数值地考察了扩散抛物化Navier Stokes(DPNS)方程组的适用情况。壁面摩阻和压力、主涡和二次涡的涡高和涡长、分离再附位置以及流线图等特性的计算表明

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.

非定常同向激波边界层干扰的实验和数值模拟

运动激波在波前同向气流中传播时与壁面附近边界层发生的相互作用，既不同于定常的激波边界层干扰，也与普通激波管中端壁反射激波与边界层的作用有很大差异。通过实验和数值模拟对这一问题进行研究表明，激波与边界层作用后，波面在壁面附近发生了明显弯曲，且触及壁面；弯曲的激波与壁面进一步作用后发生反射，由于波前气流速度不同，这种反射存在规则反射和马赫反射两种类型；由于激波反射，波后壁面附近形成了一个高压区；激波与边界层作用后，波后边界层内出现了一系列高低压区相间的流场结构。

激波边界层的相互作用对扰动波传播的影响

利用线性稳定性理论和直接数值模拟研究了带有入射斜激波的、来流马赫数Ma=4.5条件下的平板边界层的失稳特性。重点考察了在由于激波边界层相互干扰,平板边界层上形成分离区,又进而产生激波、膨胀波和旋涡等复杂流动现象的流场上游,引入小扰动的TS波后,扰动波传播通过带有这些复杂流动现象的流场时,扰动波的发展变化特点。通过对流场中扰动波(包括基本波和衍生波)演化特征的分析,研究分离和激波等复杂流动现象对平板边界层稳定性的影响特点。数值模拟发现,激波的出现不同于一般的压缩波,在亚声速区与超声速区对扰动波演化的影响是不同的,此外,分离对扰动有稳定作用。

园弧翼型表面激波边界层干扰被动控制实验研究

本文内容是在中科院力学所的ＪＦ８激波管风洞中开展的跨声速激波边界层干扰的被动控制实验研究工作。设计加工了能进行二维翼型半模型实验的跨声速实验段，获得了可进行实验的流场。在Ｒｅ∞／ｍ＝３×１０７，Ｍ∞＝０．７６２～０．８００范围内，在厚度比为１２％的园弧翼型半模型上，对被动控制现象及其相关的若干因素进行了实验研究。结果表明，被动控制使得沿模型表面的马赫数峰值及过压力梯度明显减小，激波减弱。这对于飞行器将起到减阻作用。用于超、跨声速压气机内激波与边界层干扰的控制，将提高压气机的效率和工作的稳定性。在激波管风洞中开展激波与边界层干扰的被动控制研究，在国内外尚属首次。

入射激波边界层干扰分离流场结构研究

入射激波边界层干扰易导致边界层分离,为了分析其局部流场结构,捕获局部高压、高热区,掌握分离泡的大小,本文针对入射激波导致的边界层分离流场,构造简化模型,辅助以极曲线理论分析描述,结合自由干扰理论、激波关系式以及分离区长度工程估算首次给出完整的理论求解。该理论模型可快速获得流动图画,给出流场参数分布,便于分析整体流场结构,并得到了很好的数值验证。运用该理论模型对分离泡高度进行了参数化分析,分离泡高度随来流马赫数的增大先略有减小再增大,同时是外压缩角以及飞行高度的增函数。

二维激波边界层干扰的数值分析

该文利用二维可压缩雷诺平均Navier Stokes方程,采用k ε湍流模式,运用半离散有限体积法,对捆绑火箭助推器和芯级之间的激波边界层干扰进行了二维数值模拟.数值结果表明,在激波边界层的干扰下,壁面边界层流动出现了分离和再附过程,压力和温度出现激烈变化.

基于HIFiRE-2超燃发动机内流道的激波边界层干扰分析

为了研究高超声速流激波边界层干扰特性,选取HIFi RE-2(The Hypersonic International Flight Research Experimentation2)项目的高超声速流道为研究对象,采用k-ωSST模型在无燃油工况下模拟计算地面试验过程,所得计算结果与试验结果接近。在此基础上,分析激波边界层干扰过程、流动分离现象及入口马赫数对气动热影响。结果表明:随着入口马赫数增大,激波角变小,激波强度提高,在尾喷管中激波反射次数减少;随着入口速度增大,边界层分离区范围变小,回流区的位置逐渐向下游移动;加入气动耗散项后,流场的温度有一定升高,最大温升约为50 K。

高超音速激波边界层干扰Fluent软件数值模拟

在使用Fluent软件对高超音速层流激波边界层干扰问题进行数值模拟的过程中,发现壁面压力峰值及热流峰值计算结果对网格的敏感性很强,不同网格的计算结果差别较大。为了对这个问题有更清楚的认识,选取空心圆柱裙模型和25°/55°尖双锥模型两个基准模型开展计算研究,两套模型都有CUBRC研究中心的风动实验数据作为对比数据。分别生成了4套不同规模的结构网格,使用Fluent软件2阶ASUM格式进行了数值模拟计算。研究发现,网格密度对计算结果的准确性非常重要,密网格的压力峰值及热流的计算结果与实验值吻合良好。

超音速翼型激波边界层干扰的数值模拟

通过求解可压缩雷诺平均N-S方程(RANS)和S-A湍流模型,数值模拟了菱形翼型在超音速情况下的流动,并对在超音速飞行中襟翼偏转产生的激波-边界层干扰现象进行了分析和比较。计算得到的压力系数与理论计算的结果比较吻合,力矩系数也符合理论分析的结果。

内流激波边界层干扰非对称特性研究综述

当内流中(喷管和隔离段)出现激波诱导边界层分离时,可能出现非对称流动现象,即使边界条件是对称的,这一令人费解的现象几十年前便引起研究人员的注意,然而至今对其机理仍未完全揭示。本文对国内外过膨胀喷管和隔离段内非对称激波边界层干扰流动的相关研究进行了综述,总结了非对称流动的典型现象、特征和模式,对近期提出的流动偏转角混合层卷吸模型进行了介绍。

激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术

从激波/湍流边界层干扰机理以及流动控制的迫切需求入手,从自适应涡流发生器、自适应鼓包、自适应微射流以及自适应次流循环四个方面对激波/湍流边界层干扰中的自适应控制技术研究进展进行了总结。分析认为,结合AI技术发展自适应流动控制技术,加速控制方式智能化,可作为新一代高超声速飞行器宽速域飞行的重要技术手段。具体来说,就是通过调节外加激励对高超声速飞行器不同区域实现局部流动加/减速、气动热防护、气动控制等功能,根据流场参数建立控制反馈回路,自适应调整局部流场结构,以满足工程实际需求。

TSTO并联分离激波/边界层干扰流动特性分析

针对两级入轨飞行器的缩比模型,通过试验与数值模拟相结合的方式,在马赫数6条件下开展典型级间距状态的激波/边界层干扰流场研究,详细分析干扰区壁面及空间的流动结构与特性。结果表明:试验中模型壁面边界层在激波入射之前为层流状态,在强激波干扰后迅速转捩为湍流状态,因此试验结果在第一道激波作用结束之前与层流计算结果吻合,而在第一道激波作用结束之后与湍流计算结果一致;激波/边界层干扰呈现复杂的三维流动特征和明显的开放结构,强激波在壁面形成的高压区呈弧状向下游展开,轨道级头部产生的入射激波在级间来回反射,强度依次递减;同时,干扰区内存在展向弯曲的主分离线与再附线、沿流向排列的二次分离线与再附线、流动剪切形成的旋涡结构以及包括鞍点、结点、焦点在内的临界点;层流边界层受到激波作用形成的分离区明显大于湍流边界层,同时开放特征更为显著。

基于局部粒子投放的压缩拐角激波/边界层干扰流动控制研究

为探究局部粒子投放这种新型流动控制方法在控制激波/边界层干扰(SWBLI)诱导分离上的可行性,针对二维压缩拐角模型,利用数值模拟的方法探究了局部粒子投放对于SWBLI诱导分离的控制机理与控制规律。结果表明:在分离区上游壁面注入的固体粒子会给近壁低速流体注入动量,使分离区上游边界层形状因子减小;同时,由于波后粒子的弛豫效应,粒子也会进一步给流体注入动量。在以上两个因素的共同作用下,SWBLI诱导分离的尺寸得到了显著减小。研究结果还表明:投入的粒子无量纲流量S_(L)越大(以基准流场边界层流量为参考),粒径D_(P)越小,所获得的分离控制效果越好。在使用S_(L)=0.12,D_(P)=0.5μm的TiO_(2)粒子进行流动控制时,分离点和再附点间的无量纲流向距离由未控制时的4.85缩减为控制后的1.77,后者仅为前者的36.5%,控制效果良好。

斜激波入射内凹半圆柱面湍流边界层数值模拟

针对三维内转式进气道中的激波/边界层干扰问题,提出了斜激波入射内凹半圆柱面的简化模型,在来流马赫数为6的条件下,采用数值模拟研究了气流偏转角θ=6°~14°的斜激波与内凹半圆柱面边界层的相互作用。结果表明,从上游至下游,斜激波与内凹半圆柱面干扰产生了以扫掠、入射及反射为主要特征的流动结构。斜激波扫掠内凹半圆柱面边界层诱发流动分离,分离激波与入射激波的干扰类型均从马赫反射转变为规则反射,不满足经典扫掠流场的准锥形特征。扫掠过程中产生的不断增厚的低能流向对称面汇聚,并进入由斜激波入射产生的分离区内,使得分离区长度增加。随着θ的增大,分离区的流谱呈现不同的形态,当θ≥10°时,低能流在对称面撞击后形成流向涡对,当θ=14°时,流谱中的旋风涡消失。当入射激波反射后,低能流集中在对称面处,其高度沿流向持续增加。随着θ的增大,内凹半圆柱面出口截面的总压恢复系数减小,而低能流区的总压恢复系数略有增大。

考虑熵层效应的扫掠激波/湍流边界层干扰特性研究

为了探究熵层对扫掠激波/湍流边界层干扰特性的影响规律,采用仿真方法对尖鳍/钝板物理模型进行研究。结果表明:扫掠激波上游的熵层厚度随着平板前缘钝化半径的增大而增加,同时边界层厚度也随着熵层厚度的增加而增加。熵层的引入并不改变扫掠激波/湍流边界层干扰固有的准锥形相似特性,也不会改变拟锥原点(virtual conical origin,VCO)的位置,仅会改变干扰形成的上游影响线和分离线的角度。扫掠激波/湍流边界层干扰形成的锥形主旋涡和角涡的尺度随着熵层厚度的增加而增大。上游熵层的引入增大了下游扫掠激波/湍流边界层干扰区的总压损失,但扫掠激波/湍流边界层干扰自身造成的相对总压损失并不受上游熵层的影响。

激光散射技术在高超声速激波与边界层干扰试验中的应用

加强高超声速激波/边界层干扰研究是飞行器研制中一个非常重要的问题。通过解决高超声速试验流场激光散射光信号微弱的问题、流场示踪粒子与试验主气流均匀混合等问题,成功地将基于纳米粒子的平面激光散射技术运用于高超声速激波/边界层干扰研究。作为引导性试验,在高超声速低密度风洞中,在马赫数为5Ma、前室总压为1.0×105Pa的试验条件下,对压缩拐角模型与钝锥模型进行了试验,获得了这两种模型绕流流场图像。随后,在前述试验条件下,对高超声速斜激波与平板边界层相互作用引起的边界层转捩流场结构进行了研究,获得了转捩位置、滑移线及湍流演变过程,表明基于纳米粒子的平面激光散射技术在高超声速边界层流场结构研究方面具有较好的应用前景。此外,还开展了马赫数为10Ma的试验研究,分析了存在的问题与下一步解决措施。

MHD控制激波诱导湍流边界层分离的机理分析

为了研究磁流体动力学(Magnetohydrodynamics:MHD)加速边界层对激波-湍流边界层相互作用的影响,用高阶有限差分法求解了小磁雷诺数近似的MHD湍流方程。其中,无粘通量采用WENN格式离散、粘性通量采用Roe平均中心差分离散,时间采用半隐式推进,并采取追赶法求解。计算给出了湍流、电场、磁场和电导率等参数对边界层分离的影响,数值结果显示:在同样的逆压梯度下,湍流边界层分离能更快地趋于稳态流场,且分离区比层流小;通过施加洛仑兹力加速,边界层速度型面变得更加饱满、位移厚度减小、分离点和再附点向激波与固壁的交点靠近,分离区尺寸减小甚至最终被消除。