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.     

纳米示踪平面激光散射技术在激波复杂流场测量中的应用

在激波以及激波边界层相互作用这类含激波的复杂流场中,流场结构具有明显的三维特征.研究这类流场,采用纹影、阴影和干涉等传统流动显示技术空间分辨率较低,难以分辨流场的三维特性.基于纳米示踪的平面激光散射技术(nano-tracer planar laser scattering,NPLS),是作者近年来开发的一种新的研究超声速流场的测试与显示技术,可对超声速复杂三维流场进行高时空分辨率流动显示与测量.NPLS技术的特点使其成为测量激波复杂流场的有力手段.近年来,作者以NPLS技术为主要手段,对航空航天领域典型的激波复杂流场进行了试验研究,包括超声速弹头绕流、超声速混合层、超声速边界层,以及激波边界层相互作用流场,显示出NPLS技术在激波复杂流场精细测试与流动显示中优势.本文简要介绍NPLS技术在激波复杂流场测量中应用的研究进展.      

高超声速高焓边界层稳定性与转捩研究进展

边界层由层流向湍流的转捩是高超声速飞行器设计面临的重大空气动力学问题. 随着飞行速域与空域的不断拓展, 高超声速高焓边界层中的高温气体效应会使得量热完全气体假设失效, 从而深刻影响流动转捩过程. 相关研究涉及多个学科, 是典型的多物理场耦合问题. 近年来, 随着相关飞行器技术的快速发展, 高超声速高焓边界层转捩问题的重要性越来越得到体现, 相关研究已成为国际上的热点领域. 本文综述相关研究进展, 首先介绍目前常用的高温气体物理模型, 尤其关注热化学非平衡模型, 并介绍激波捕捉、激波装配和边界层方程解等常用的高焓流动求解方法, 以及相关风洞和飞行试验技术的进展. 然后综述高温气体效应对转捩过程中的感受性、模态增长、瞬态增长和非线性作用等的影响的相关研究, 其中流向不稳定性中出现较大增长率的第三模态和超声速模态引起了广泛的研究兴趣. 最后进行总结, 并对未来发展略作展望.      

可压缩自由剪切流混合转捩大涡模拟

针对湍流气动光学效应与冲压发动机气体混合机理问题,开展了可压缩混合层流动空间模式大涡模拟和时间模式直接数值模拟研究.通过对流场(包含亚/亚混合、超/亚混合两种情况)失稳、转捩直至完全湍流的空间发展过程的研究表明,对流Mach数0.4状态下流场失稳以二维最不稳定扰动为主;非线性发展中,基频涡对并及展向涡撕裂主控流动转捩,流场发生混合转捩;转捩后脉动流场基本达到局部各向同性,此时,湍流Mach数低于0.3,流动压缩性可近似忽略.     

高超声速流场激光测速技术研究进展

高超声速气流条件下飞行器内/外部流动中存在强湍流及脉动、边界层转捩、激波-边界层干扰和高温真实气体效应等耦合效应,表征该非定常流动现象对飞行器气动力、气动热以及目标光电特性等产生的影响是高超声速流动研究中的前沿课题.速度作为表征流动过程最重要的参数之一,准确的速度测量对于深入理解上述复杂流动-传输机理以及高超声速飞行器设计具有重要指导意义.文章针对高超声速流场速度测量中几种常用的非接触式激光测试技术进行了综述,主要包括基于空间法的粒子图像测速,基于激光吸收光谱、激光诱导荧光和瑞利散射的多普勒测速,基于飞行时间法的分子标记测速,以及基于流场折射率的聚焦激光差分干涉测速技术.首先简要介绍每种激光测速技术的基本原理,然后进一步介绍该技术在高超声速自由流、层/湍流边界层、激波/边界层干扰、尾流或其他复杂流动区域的速度及其脉动度测量等方面的典型应用,分析各种技术环境适用性及面临的局限性和挑战.最后对基于激光技术的高超声速流场速度测量进行了总结及发展趋势展望.     

一种新型转捩技术在跨音速风洞中的应用

针对传统金刚砂粗糙带在跨音速增压风洞实验中易脱落、随机误差大等问题,设计一种新型斑点型粗糙带,解决了大动压条件下,在模型表面实现固定转捩的问题。应用萘升华流动显示技术,分析了固定转捩和自由转捩条件下边界层变化情况;由测力实验得到GBM-01(AGARD-B)标准模型不同Ma数下的气动特性, 并与国外大风洞实验数据进行了比较。实验结果表明：新型斑点型粗糙带能够将层流边界层转变为湍流边界层,可以获得具有高雷诺数特点的数据,且强度高,是一种具有广阔应用前景的新型转捩技术。     

在超声速流动中激波与边界层的干扰特性

激波与物面边界层的干扰涉及可压缩流动的稳定性、转捩、分离等问题,直接影响到飞行器的阻力、表面热防护和飞行性能等工程技术问题。首先总结了前人对于激波与边界层的干扰所做的工作,之后重点研究和对比分析了超声速与跨声速流动中,正激波、斜激波以及头部激波对于飞行器层流和湍流边界层的干扰影响。激波强度的不同对边界层干扰作用不同,在强干扰情况下将会引起边界层分离和翼型失速。     

INTERFERENCE OF SHOCK AND BOUNDARY LAYER IN SUPERSONIC FLOW

激波与物面边界层的干扰涉及可压缩流动的稳定性、转捩、分离等问题,直接影响到飞行器的阻力、表面热防护和飞行性能等工程技术问题。首先总结了前人对于激波与边界层的干扰所做的工作,之后重点研究和对比分析了超声速与跨声速流动中,正激波、斜激波以及头部激波对于飞行器层流和湍流边界层的干扰影响。激波强度的不同对边界层干扰作用不同,在强干扰情况下将会引起边界层分离和翼型失速。     

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.     

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.     

高超声速飞行器气动热关联换算方法研究

气动热风洞实验是地面研究和预测飞行器气动热环境的重要手段之一, 但由于风洞实验模拟能力的限制, 风洞实验的流场参数和模型的几何尺度都会与实际飞行情况存在一定的差别, 导致地面风洞实验中得到的模型表面气动加热率数据无法直接用于飞行条件下的热环境预测和热防护设计. 以往通过针对具体飞行器的试验结果进行数据拟合后外插的气动热关联换算方法指向性较强, 没有考虑到气动热的具体影响参数, 存在一定局限性, 难以外推应用于其他外形的飞行器. 为解决通过气动热风洞实验数据外推预测飞行条件下气动热的技术难题, 基于无量纲NS方程和边界层理论分析研究了影响气动热的主要参数, 并通过推导化简边界层近似解热流公式, 针对层流流态建立了气动热关联换算方法, 可以考虑当地边界层外缘参数的影响, 具有一定通用性. 在此基础上, 利用建立的方法将Reentry-F飞行器缩比模型的风洞实验数据换算到该飞行器飞行条件下的典型工况, 并与飞行测量结果进行了比较, 外推预测结果与飞行测量结果符合较好, 表明建立的关联方法可以用于气动热风洞实验数据的外推换算.      

非定常阵风场对沙粒跃移运动的影响浅析

野外阵风具有大尺度结构的非定常特征和小尺度结构的高频脉动特性,是造成风沙流输沙量波动和沙粒间歇性跃移的主要原因. 阵风的非定常性和脉动越显著,采用平均风速及沙粒粒径均一化分析风沙问题的误差越大,是野外观测、风洞实验及数值模拟的结果彼此偏差极大的主要因素. 野外阵风条件下的风沙跃移研究目前仍缺乏能够用于规范数学模型的有关阵风场和输沙率特征的可靠实时测量,有赖于风沙流整场高频测量技术和风洞模拟技术的发展.     

Inlet grid-generated turbulence for large-eddy simulations

A new technique of generating turbulence in large-eddy simulations (LES) has been investigated and results compared with previous studies for validation. The proposed gridInlet technique uses a grid pattern on the inlet boundary patch to produce grid-generated turbulence as used in wind tunnel experiments. This allows the turbulence integral length scale to be controlled by changing the grid size, while the turbulence intensity is controlled by changing the inlet distance. The objective of this paper is to investigate domain and mesh requirements to implement the gridInlet technique. This technique is most suited to studies on the influence of high-intensity isotropic turbulence on objects, particularly if comparisons are to be made to experimental data obtained with grid-generated turbulence.     

大气边界层流场的模拟与大气边界层风洞

动态风荷载测试数据的可靠性依赖于大气边界层流场的正确模拟。本文根据作者在ＦＤ－４大气边界层风洞中,进行大气边界层流场调试时,就如何准确模拟自然风的四个参数方面所积累经验的总结。     

网格湍流微结构的实验研究

本文试验研究了网格湍流从前期到后期整个连续衰变过程即湍能和Taylor微尺度随时间的变化规律,以及高阶速度相关系数的变化规律,试验结果是在一个低湍流度、低速风洞内,用TSI热线风速仪测得的,而拟均匀各向同性湍流是用在风洞试验段入口处加网格产生的,本文的试验结果与文献[1]提出的涡旋结构理论的计算结果做了比较,发现理论计算的和曲线与本文实测值非常吻合,本文的实测结果与Townsendt早年的试验以及Beanett七十年代末的试验也做了比较。结果表明,这些试验结果彼此也很一致,因而,所有这些试验结果与理论计算值都相互获得了验证。     

内埋武器高速风洞弹射投放模型试验关键技术研究

针对新一代战斗机超声速内埋武器弹射投放分离安全性问题,采用高速风洞投放实验技术研究内埋武器从开式武器舱弹射投放分离动态运动过程,风洞投放模型试验过程中采用除垂直加速度不足外,其余全部运动严格相似的轻模型相似设计方法,并针对轻模型法垂直加速度不足所导致的投放垂直位移偏离实物位移问题,采用一种简单易行的公式修正法进行补偿,试验给出了不同初始弹射投放分离条件下,内埋武器从载机投放分离后运动轨迹与姿态角随分离时间的变化规律,试验马赫数$Ma = 1.5$.研究结果表明:初始投放分离角速度对内埋武器投放分离后的运动轨迹及姿态角有较大的影响,当初始投放分离角速度$\omega _{z0}^s = 0^\circ/{\rm s}$时,内埋导弹出舱后先向下运动远离载机的流场干扰区,之后逐渐向载机方向抬升靠近并最终碰撞载机,高速风洞投放试验结果是不安全的,但经过公式修正后投放试验结果比较乐观,垂直方向运动仍然一直下降远离载机,这说明采用高速风洞投放试验得出的导弹不安全投放分离对真实载机来说不一定会出现,高速风洞投放试验结果比较保守. 当初始投放分离角速度$\omega _{z0}^s= 15^\circ/{\rm s}$和$\omega _{z0}^s = 30^\circ/{\rm s}$时,内埋导弹投放分离后运动趋势几乎一致, 均没出现向载机靠近的现象,内埋导弹具有一定的初始投放分离角速度有利于内埋武器的安全分离.      

高层双塔楼绕流风场效应的数值预测

在一高层双塔楼静力风载风洞试验的基础上,采用时均数值模拟的方法,对其绕流风场进行了模拟,获得了风场的绕流特点和塔楼表面风压的分布规律．通过风压的模拟计算值与试验值的比较,表明以数值方法预测气动干扰强烈的绕流风场是准确和可行的．     

高速列车头型长细比对气动噪声的影响

高速列车的头尾车外形对气动噪声具有重要的影响.工程实践中随着车速的增加,车辆头部越来越细长,日本高速磁悬浮列车实践中甚至出现了具有极端长细比的头部形状.本文以讨论头型长细比对列车气动噪声的影响规律为出发点,应用非线性声学求解器(NLAS)和FW-H声学比拟法的混合算法,在3种运行速度下对基于CRH380A高速列车头型概化的4种不同头型长细比的模型车的气动噪声进行了数值模拟.给出了不同头型长细比列车的流场特征、气动阻力和气动噪声.结果表明,列车的气动总阻力随头型长细比的增大而减小,且头型长细比对列车总气动阻力的影响随运行速度的增加而增强.而头型长细比对气动噪声的影响呈现出较为复杂的影响,并不存在单调的影响关系;综合考虑气动阻力和气动噪声,长细比最大的头型综合性能较优,但差异并不显著,因此在不考虑微气压波等因素的条件下,简单增加车头长细比并不一定能带来明显的气动噪声性能提升.     

大型电厂直冷系统风效应风洞模拟

讨论了电厂空冷凝器风效应风洞模拟准则及其实验和测量手段,提出用回流率的概念作为衡量冷凝器效率的指标．运用该指标对某电厂空冷项目实例的实验结果表明：风速、空冷平台柱高和来流风向角对冷凝器的效率有着重要影响．由此得出在空气冷却电厂的初始设计阶段,结合当地风气象资料的风洞模拟实验是非常必要的．     

屋面光伏板风荷载特性数值分析

风荷载在屋面光伏阵列结构体系设计中起控制作用。采用计算风工程的方法分析讨论了屋面光伏板的风荷载特性。数值算法采用分离涡模拟方法。数值计算结果与现有风洞实验数据的比较,验证了本文方法的正确性。考虑影响光伏板风荷载的因素主要有光伏板在屋面上的安装位置、安装倾角、光伏阵列之间的距离和风向等。计算结果表明,屋面处脱落的涡对安装在不同位置的光伏阵列风荷载的影响较明显。当倾角由15°增加到45°时,电池板受到的风荷载随着倾角的增加而增大。在一定阵列间距范围内,光伏板风荷载主要表现为前排对下游光伏板的遮挡影响。本文方法与结果能为屋面光伏建筑结构设计提供重要参考。