压力不匹配混合层中激波与流场结构的实验研究

为了研究压力不匹配混合层的流动结构以及激波与湍流边界层的相互作用,采用基于纳米粒子的平面激光散射技术(NPLS)和伪彩色处理方法获得了流场中Kelvin-Helmholtz涡、激波、湍流边界层以及边界层分离泡等流动精细结构.研究结果表明:压力不匹配导致混合层的转捩位置提前,大尺度涡的结构更加破碎,混合层向压力低的一侧发展.激波的作用使得边界层在激波入射点之后增厚,湍流脉动的加剧导致了激波入射点发生前后的偏移.     

旋成体仿生凹坑表面流场控制减阻仿真分析

应用SST k-ω湍流模型对仿生凹坑表面旋成体与光滑旋成体进行了对比数值模拟，解释了仿生凹坑表面减小摩擦阻力和压差阻力的原因以及对旋成体近壁区边界层的控制行为。研究结果表明：来流马赫数为0.4时置于旋成体后部的凹坑表面减小了旋成体8.05%的摩擦阻力，1.9%的压差阻力，总阻力减小了6.24%；仿生凹坑表面通过减小壁面的速度梯度和湍流强度减小摩擦阻力，通过减弱外部气流对旋咸体截尾底部气流的抽吸作用减小底部阻力；凹坑表面对边界层的控制行为表现为凹坑内部的低速旋转气流造成了凹坑内部气流与凹坑外部气流的气一气接触，形成涡垫效应；同时，旋转气流在凹坑底部产生的摩擦阻力作为一种附加动力产生推动效应。     

适用于高超声速边界层的转捩准则预测方法

采用层流+转捩准则+湍流模式方法对高超声速边界层转捩进行预测。采用f (Re, Me)类转捩准则耦合SA、SST湍流模式,对超声速平板边界层、2°攻角尖锥裙流动和类 X-51高超声速飞行器前体流动进行数值模拟研究。给出摩阻系数、热流系数和湍动能、涡粘性系数的计算结果。采用的层流+转捩准则+湍流模式方法能够较正确地预测高超声速边界层转捩。所采用的湍流模式本身的性能对边界层转捩的预测存在影响,主要表现在对来流扰动环境的感受性及涡粘性系数生成两方面。     

湍流边界层近壁区域相干结构的数值研究

利用流动稳定性理论中的一般共振三波的概念 ,提出了湍流边界层近壁区域相干结构的理论模型 .采用高精度、高分辨率的紧致有限差分和 Fourier谱展开相结合的方法 ,研究两个相邻相干结构的演化问题 .数值结果表明 ,两个相邻相干结构之间的相互作用很小 ,并且按单个相干结构的特性向下游演化     

基于Reentry F的气动热工程方法及转捩研究

利用Reentry F飞行试验测量结果,应用变熵膨胀法及变熵流线法两种工程方法计算并与飞行结果比较,验证工程方法的准确性。同时利用数值模拟方法进行对比分析。通过对热流密度、转捩高度、转捩位置等参数的比较,研究边界层转捩判据的适用性。尽管与飞行试验结果存在一定的差异,但是在加热最严重的湍流区域相差很小,存在的差异不会对工程设计造成重大的影响。通过对转捩准则的研究,得到Reentry F适用的转捩判据。还需要在后续工作中进一步减小计算与飞行试验结果的差异,研究转捩准则的适用范围。     

水下航行器流噪声特性分析

运用大涡模拟(LES)湍流模型及Lighthill声类比理论求解了水下航行器湍流边界层的声场.通过分析发现,水下航行器转捩区比发展区具有更大的声功率密度,且转捩区峰值处在高频区,发展区峰值处在低频区.同时探讨了速度对水下航行器频谱的影响,在速度增加的情况下,水下航行器具有更高的声压值,且在频谱上引起了其迁移频率的后移.     

边界层转捩飞行测量方法及实现

针对高超声速边界层转捩飞行试验研究的需要,通过一体化的变厚度薄壁测温和热流辨识方法,利用测量薄壁内壁温度辨识表面热流可实现飞行器表面转捩位置的测量。考虑到飞行器高速飞行过程中表面气动加热和振动环境要求,对测量结构和机体结构开展了一体化模块设计,提高了测量结构的整体承载抗热振能力;利用热振联合地面试验系统,在飞行状态地面模拟条件下,对测热部件进行了热振联合试验考核,验证了测量结构的安全性和可靠性。地面热振联合试验和飞行试验结果表明,该型转捩测量结构可承受飞行条件气动加热和振动环境,能迅速地响应和准确地反映气动加热环境热流的变化,可准确捕捉飞行条件下高超声速边界层转捩现象。获取的热流转捩测量数据,可为高超声速转捩预测计算模型提供校准数据。     

水下航行器仿生非光滑表面减阻特性

为节约能源和制造高性能的航行器,基于虎鲸皮肤结构设计一种可显著降低水下航行器阻力的新型仿生非光滑表面。通过数值模拟评估不同形状参数下非光滑表面的减阻性能,讨论仿生非光滑表面对近壁面流场和湍流强度的影响。结果表明：仿生非光滑表面在较大速度范围可以增加湍流边界层厚度,降低流场湍流强度,减少表面摩擦阻力;在0.5~15 m/s速度范围内,应用仿生非光滑表面的平板摩擦阻力减少9%以上,最大总阻力减阻率达到7.57%;将该仿生非光滑表面应用于无附体SUBOFF潜艇模型表面进行减阻优化设计,潜艇最大总阻力减阻率达到11.31%;新型仿生非光滑表面适用范围较广,可有效降低水下航行器的总阻力,具有良好的工程应用前景。     

考虑烧蚀表面形貌影响的气动特性精确预示方法

高速飞行器在飞行过程中防热层烧蚀形成的粗糙表面会影响飞行器的气动特性。针对该问题,对烧蚀表面的近壁流动数值模拟方法进行了研究。采用等效砂粒粗糙度和粗糙函数相结合的方法,对粗糙表面形貌以及对边界层湍流流动的影响进行表征。基于高速粗糙平板风洞试验,开展了3种粗糙壁面湍流模型的数值模拟和验证。最后,以10°尖锥标模外形开展了不同壁面粗糙条件下的流场数值模拟,分析了壁面粗糙对气动特性的影响。研究结果表明,壁面粗糙会对法向力系数、轴向力系数和压心系数产生较大的影响。     

高超声速边界层转捩及基于层流脉动能的转捩预测

高超声速边界层转捩现象长期以来一直是高超声速飞行器空气动力学的关键课题之一,其中转捩位置预测是转捩研究的一个重要内容。总结了高超声速边界层转捩的特征,在此基础上,分析了传统高超声速边界层转捩工程预测方法的局限,并重点介绍了基于层流脉动能的新的转捩起始位置预测方法的基本原理,及其理论建模和数值模拟研究的进展。