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。

超声速流中激波/湍流附面层干扰数值模拟

采用修正的 B/L湍流模型以及多块结构化网格求解了二维 N- S方程 ,分别对超声速流和高超声速流中的激波 /湍流附面层干扰进行了数值研究。本文首先研究了进口马赫数为 2 .96的超声速流 ,计算结果准确预测了入射斜激波在平直壁面引起湍流附面层分离的流动特征 :分离点的反射激波、分离包引起的膨胀扇以及再附点的反射激波。计算的壁面压力分布与实验值吻合较好 ,计算的分离区长度与实验值比较有一定误差。本文还对进口马赫数为 9.2 2的高超声速流中压缩角引起的激波 /湍流附面层干扰进行了数值研究 。

高超声速绕平板上直立圆柱流动特性研究

以平板上直立半无限高圆柱体为研究对象 ,采用 Roe三阶通量差分分裂格式求解雷诺平均 N- S方程 ,数值模拟研究了高超声速且壁面有传热条件下三维湍流流场的激波边界层干扰特性 ,物面压力分布计算值与实验值吻合良好 ,数值模拟结果可见圆柱上游分离区流场是一个马蹄形五涡结构且存在有二次分离激波 ,这是一种值得深入研究的流动新现象。

数值研究平板方舵激波-湍流边界层干扰

数值研究了平板方舵激波-湍流边界层干扰流场。模拟出了分离激波与弓型激波砬撞后形成的“λ”激波结构;消晰地显示了分离区中的旋涡结构,发现流场中会出现二次分离涡,并从理论上分析了流场对称面涡心形态与非定常的关系,得到了涡心为不稳定螺旋点或出现极限环是非定常流动特征的新结论。

运用GAO-YONG湍流模型对扩压器内跨声速流动的数值模拟

运用GAO-YONG可压缩湍流方程组,采用同位网格SIMPLE算法,对扩压器跨声速流动中的二维激波/湍流边界层干扰现象进行了数值模拟。将计算得到的流场的时均参数与实验值进行比较,数值模拟结果在激波强度、壁面压力分布以及分离点和再附点位置等方面,与实验值吻合较好,表明GAO-YONG可压缩湍流方程组能够比较准确的模拟较强激波/湍流边界层干扰流动,从而进一步为GAO-YONG湍流模型的正确性及其在可压缩流场模拟方面的适用性提供了佐证。

连续双扫掠激波/湍流边界层干扰流动特性研究

为了探究连续双扫掠激波/湍流边界层干扰的流动特性,采用仿真方法对一双尖鳍/平板物理模型进行研究。结果表明:双扫掠激波/湍流边界层干扰形成的两个干扰区存在明显的相干现象,虽然第一道扫掠激波/边界层干扰流动仍具有典型的准锥形相似特性,但受其干扰所形成的非均匀流的影响,第二道扫掠激波/边界层干扰却不再具有准锥形相似特性,同时第二个干扰区将影响其上游临近气流的运动甚至影响第一个干扰区的再附线和分离线等结构。两个干扰区形成各自的λ波结构,并且沿着流向两个干扰区内的激波结构相互汇聚,最终合并为单个更强的λ波结构;不仅如此,两个干扰区内还形成了复杂的旋涡结构,包括一级主旋涡和二级主旋涡,这些旋涡向下游运动,最终融合成一个尺度更大的锥形主旋涡。

高焓激波/湍流边界层干扰直接数值模拟

激波/湍流边界层干扰是高速飞行器表面常见的一种流动现象。当前高超声速飞行器的飞行马赫数不断提高,在头部激波后的高温环境中空气可能发生离解,出现高焓激波/湍流边界层干扰。相比于完全气体,高焓流动中化学非平衡效应可能与湍流、激波发生强烈的耦合作用,使流动情况变得更加复杂,目前相关研究较少,缺乏对此类流动的深入认识。选取高超声速楔形体头部斜激波后的高焓流动状态开展高焓激波/湍流边界层干扰直接数值模拟,并与相似工况的低焓流动对比,研究高温化学非平衡效应对流动分离的影响机制和组分扩散带来的影响。结果表明:高温化学非平衡效应对雷诺应力分布和湍动能输运过程的影响不明显;对流动分离影响显著,高焓流动的分离区远小于低焓流动,这可能是来流边界层动量增大和分离泡密度增大共同作用造成的。流动分离非定常分析表明高焓工况流动分离状态为瞬变分离,而低焓工况为平均分离;两者回流面积中的能量都以中低频为主,但低焓工况低频能量占比更大。进一步对高焓工况干扰区内的流向速度脉动和O组分质量分数脉动进行特征正交分解分析,发现分离泡变化过程中的能量主要集中在剪切层,这与低焓流动一致;气体组分的能量模态在分离激波处最高,表明激波是引起组分脉动的主要原因。

激波/湍流边界层干扰的流动控制技术

激波/湍流边界层干扰(STBLI)是航空航天领域中广泛存在的一种复杂流动现象,形成条件涵盖跨声速到高超声速,形成环境复杂多样,给飞行器的气动性能和结构安全性带来重大的影响。结合STBLI的典型流动图像介绍了干扰区的重要物理特征;总结了一些有代表性的STBLI流动控制技术的现状,分析了包括涡流发生器、电磁激励等控制技术的原理、效果及不足;探讨了STBLI流动控制研究中有待于进一步深入研究的问题和方向,为发展实用、高效、针对高超声速条件下的STBLI流动控制技术提供了理论支撑和技术储备。

应用GAO-YONG湍流模式数值模拟三维激波/湍流边界层干扰

应用GAO-YONG可压缩湍流模式数值模拟了三维激波/湍流边界层干扰算例之一——单鳍流动.攻角20°,来流马赫数2.93,雷诺数9.8×105.对流项和扩散项分别采用Roe格式和二阶中心差分格式计算.Runge-Kutta显示时间推进方法求解了半离散的控制方程.包括壁面压力分布,边界层内流动偏移角等在内的计算值与试验数据进行了比较.准确地预测出了三维激波/湍流边界层干扰流场的主要流动特性——λ波结构,主分离涡核,膨胀区,滑移线等.计算与Alvi等提出的单鳍流动的理论模型符合很好,得到了平板表面压力以及分离线、再附线等在单鳍流动中所独有的半圆锥特性.

压缩-膨胀湍流边界层平均摩阻分解

采用直接数值模拟对来流马赫数2.9、24°压缩-膨胀折角构型中激波与湍流边界层干扰问题进行了研究。重点关注膨胀折角法向高度对激波干扰区以及下游平板边界层流动的影响。研究发现,当高度足够大时,激波干扰区内未受下游膨胀波的影响,此时的流动特征与传统的压缩折角干扰构型一致。高度较小时,脱体剪切层的再附过程受到下游膨胀波的加速影响,导致再附点向上游移动,分离泡发生剧烈收缩。对上、下游平板湍流边界层应用了平均摩阻分解技术,比较了湍流边界层在平衡和非平衡状态下的差异。分析发现,膨胀折角区域的高摩阻现象主要与摩阻分解后的C_(f1)项与C_(f3)项相关。高度变化对C_(f1)项影响较小,而对C_(f2)项影响显著。高度变化体现在:下游平板上Görtler涡结构强度以及层流化现象对C_(f2)项贡献的差异。