高超声速激波湍流边界层干扰直接数值模拟研究

高超声速激波与湍流边界层干扰会导致飞行器表面出现局部热流峰值,严重影响飞行器气动性能和飞行安全. 针对高马赫数激波干扰问题,以往数值研究多采用雷诺平均方法,而在直接数值模拟方面的相关工作较为少见. 开展高超声速激波与湍流边界层干扰的直接数值模拟研究,有助于进一步提升对其复杂流动机理认识和理解,同时也将为现有湍流模型和亚格子应力模型的改进提供理论依据. 采用直接数值模拟方法对来流马赫数6.0,34°压缩拐角内激波与湍流边界层的干扰问题进行了研究. 基于雷诺应力各向异性张量,分析了高超声速湍流边界层在压缩拐角内的演化特性. 通过对湍动能输运方程的逐项分析,系统地研究了可压缩效应对湍动能及其输运的影响机制. 采用动态模态分解方法,探讨了干扰流场的非定常运动历程. 研究结果表明,随着湍流边界层往下游发展,近壁湍流的雷诺应力状态由两组元轴对称状态逐渐演化为两组元状态,外层区域则由轴对称膨胀趋近于各向同性. 干扰流场内存在强内在压缩性效应(声效应),其对湍动能输运的影响主要体现在压力--膨胀项,而对膨胀--耗散项影响较小. 高超声速下压缩拐角内的非定常运动仍存在以分离泡膨胀/收缩为特征的低频振荡特性,其物理机制与分离泡剪切层密切相关.      

高超声速激波湍流边界层干扰直接数值模拟研究

高超声速激波与湍流边界层干扰会导致飞行器表面出现局部热流峰值,严重影响飞行器气动性能和飞行安全.针对高马赫数激波干扰问题,以往数值研究多采用雷诺平均方法,而在直接数值模拟方面的相关工作较为少见.开展高超声速激波与湍流边界层干扰的直接数值模拟研究,有助于进一步提升对其复杂流动机理认识和理解,同时也将为现有湍流模型和亚格子应力模型的改进提供理论依据.采用直接数值模拟方法对来流马赫数6.0,34?压缩拐角内激波与湍流边界层的干扰问题进行了研究.基于雷诺应力各向异性张量,分析了高超声速湍流边界层在压缩拐角内的演化特性.通过对湍动能输运方程的逐项分析,系统地研究了可压缩效应对湍动能及其输运的影响机制.采用动态模态分解方法,探讨了干扰流场的非定常运动历程.研究结果表明,随着湍流边界层往下游发展,近壁湍流的雷诺应力状态由两组元轴对称状态逐渐演化为两组元状态,外层区域则由轴对称膨胀趋近于各向同性.干扰流场内存在强内在压缩性效应(声效应),其对湍动能输运的影响主要体现在压力-膨胀项,而对膨胀-耗散项影响较小.高超声速下压缩拐角内的非定常运动仍存在以分离泡膨胀/收缩为特征的低频振荡特性,其物理机制与分离泡剪切层密切相关.     

高超声速湍流边界层研究现状

一、高超声速湍流边界层研究的重要性随着再入导弹武器从惯性弹道导弹发展到可作机动飞行的多弹头分导弹道导弹,以及航天飞机的出现,高超声速再入飞行器的气动外形变得更复杂了。由于出现了多个激波的相互干扰,激波与边界层的相互影响,以及边界层的分离(入射激波和后台阶产生      

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.      

基于NPLS技术的可压缩湍流机理实验研究新进展

可压缩湍流机理的实验研究是一件难度很大的工作, 其主要的难度在于高时空分辨率的可压缩湍流结构非接触精细测试技术和低噪声的高速风洞设备技术. 近几年来, 由于在低噪声的超声速、高超声速风洞研究和可压缩流动精细结构测量技术研究方面取得的重要进展及其在可压缩湍流机理研究方面的应用, 超声速流动转捩与湍流的机理研究取得了较大的进展. 本文介绍了最近几年高速流动非接触精细测试技术, 尤其是基于纳米粒子的平面激光散射技术(nano-tracer planar laser scattering, NPLS)、背景导向纹影技术(background oriented schlieren, BOS) 和超声速流场的粒子图像测速技术(particle image velocimetry, PIV)的研究进展和发展前景, 以及基于这些技术, 在可压缩湍流机理实验研究方面的进展和发展前景, 其中包括在超声速混合层转捩、超声速绕流与尾流结构、超声速边界层转捩、激波边界层干扰等典型流场的机理研究方面, 以及气动光学机理研究方面的研究进展. 最后, 展望了目前湍流机理实验研究对湍流工程模型研究的可能贡献.      

高焓湍流边界层壁面摩阻产生机制分析

高超飞行器在中低空以极高马赫数飞行时,飞行器表面会遇到湍流与高温非平衡效应耦合作用的新问题.这种高焓湍流边界层壁面摩阻产生机制是新型高超声速飞行器所关注的基础科学问题,厘清此产生机制可以为减阻方法的设计提供指导,具有重要的工程实用价值.本文选取高超声速飞行时楔形体头部斜激波后的高焓流动状态,开展了考虑高温非平衡效应的湍...     

多体空气动力学研究进展

多体飞行器普遍存在于航空航天、空天和武器领域中, 主要有以下三大类型: (1) 多个飞行器相互不接触的近距离飞行; (2) 多体飞行器相互接触或组合飞行; (3) 多体飞行器回收或解锁分离过程的相对运动. 多体飞行器在飞行、回收或分离过程中存在相互的流场干扰或作用, 使多体飞行器具有不同于孤立体飞行器的流动物理或特征, 特别是在超声速、高超声速的多体流动中, 多体间存在多重激波反射、衍射以及激波与旋涡、激波与边界层相互干扰或作用, 这些复杂流动能显著地改变多体飞行器的空气动力学特性. 作者引入“多体空气动力学”概念对多体飞行器这一类问题进行概括和总结, 并阐述其基本内涵、应用场景和研究方法/手段及典型多体构型的超声速/高超声速流动结构和特征.      

PIV技术在超及高超声速流场测量中的研究进展

本文分析了超声速流场对测量技术的特殊要求, 归纳了目前将粒子影像测速仪(particle image velocimetry, PIV)技术应用于超声速流场的测量时所面临的主要技术难点以及主要的解决方法, 分析了超声速流场中所用PIV粒子的主要要求、粒子特性、投放方法等, 介绍了PIV技术在超声速、高超声速流场测量中最新的国内外进展, 特别是给出了国内外关于高超声速流场中激波/附面层的相互干扰, 以及高超声速飞行器超燃冲压发动机主要部件内流场的PIV试验研究的最新进展.      

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。     

激波/湍流边界层干扰压力脉动特性数值研究

激波/湍流边界层干扰问题广泛存在于高速飞行器内外流动中, 激波干扰会导致局部流场出现强压力脉动, 严重影响飞行器气动性能和飞行安全. 为了考察干扰区内脉动压力的统计特性, 对来流马赫数2.25, 激波角33.2°的入射激波与平板湍流边界层相互作用问题进行了直接数值模拟研究. 在对计算结果进行细致验证的基础上, 分析比较了干扰区外层和物面脉动压力的典型统计特征, 如脉动强度、功率谱密度、两点相关和时空关联特性等, 着重探讨了两者的差异及其原因. 研究发现, 激波干扰对外层和物面压力脉动的影响差异显著. 分离区内脉动以低频特征为主, 随后再附区外层压力脉动的峰值频率往高频区偏移, 而物面压力脉动的低频能量仍相对较高. 两点相关结果表明, 外层和物面脉动压力的展向关联性均明显强于其流向, 前者积分尺度过激波急剧增长随后缓慢衰减, 而后者积分尺度整体上呈现逐步增大趋势. 此外, 时空关联分析结果指出, 脉动压力关联系数等值线仍符合经典的椭圆形分布, 干扰区下游压力脉动对流速度将减小, 外层对流速度仍明显高于物面.      

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.      

长试验时间爆轰驱动激波风洞技术研究

地面试验是先进高超声速飞行器研制的主要手段之一,获得满足高超声速气动实验研究的长时间高焓气流是发展激波风洞技术的关键难题之一.依据反向爆轰驱动方法,针对满足超燃试验有效时间的要求,讨论了爆轰驱动激波风洞运行缝合条件匹配、喷管起动激波干扰控制和激波管末端激波边界层相互作用等因素对激波风洞试验时间的制约及其相应的解决方法.应用这些延长试验时间的激波风洞创新技术,成功研制了基于反向爆轰驱动方法的超大型激波风洞,试验时间长达100ms,并有复现高超声速飞行条件的流动模拟能力.      

管道凸起激波/湍流边界层干扰的数值模拟

采用基于部分平均的湍流方程组,模拟了管道凸起流动中两种不同强度的激波-湍流边界层干扰现象,对流场的时均参数与实验值进行了比较,计算得到的壁面压力分布、摩阻系数分布、边界层厚度和速度型与实验值比较吻合很好.结果表明基于部分平均的湍流方程组既能够准确模拟小分离的激波/湍流边界层干扰流动又能够准确模拟大分离的激波/湍流边界层干扰流动,较好地预测了典型的λ激波结构.     

高超声速MHD球头激波脱体距离理论求解

高超声速飞行器强激波后高温气体形成具有导电性的等离子体流场, 电离气体为磁场应用提供了直接工作环境, 磁流体流动控制技术利用外加磁场影响激波后的离子或电子运动规律, 这可以有效改善高超声速飞行器气动特性. 激波脱体距离作为高超声速磁流体流动控制较为直观的气动现象, 受到研究者重点关注; 磁场添加后激波脱体距离发生变化, 其变化幅度直接反映磁控效果, 然而基于高超声速磁流体流动控制的相关理论模型较少, 需要进一步发展. 本文基于低磁雷诺数假设和偶极子磁场分布的条件, 通过对连续方程沿径向积分以及对动量方程采用分离变量的方法, 推导了高超声速磁流体流动控制下的球头激波脱体距离解析表达式. 理论分析结果表明, 激波脱体距离随着磁相互作用系数的增加而变大; 随着来流速度的增加, 磁相互作用系数变为影响激波脱体距离大小的主要因素. 本文理论模型可以达到快速评估磁控效果的目的, 对高超声速磁流体流动控制实验方案设计和结果分析具有一定的指导意义.      

基于高温气体效应的磁流体流动控制研究进展

高超声速飞行器强激波后高温气体形成具有导电性的等离子体流场,电离气体为磁场应用提供了直接工作环境.磁流体控制技术利用外加磁场影响激波后的离子或电子运动规律,可有效地改善高超声速飞行器气动特性,在飞行器气动力操控和热环境管理等方面均具有广阔的应用前景; 同时,超导材料及电磁技术的发展又重新推动了这一领域的研究热潮.虽然国内外在高超声速磁流体流动控制领域已开展了一些研究工作,但其实验研究依然极具挑战, 且由于实验条件及测量技术等限制,其压力、热流等参数的测量并没有得出较为系统的结论,因此需要对影响脱体激波距离、热流、压力变化的规律及机理进行深入研究; 同时,数值模拟方法和理论分析也亟待可靠的实验数据来对其进行验证.本综述调研和讨论了基于高温真实气体效应的磁流体流动控制技术研究,主要针对磁流体流动控制的试验技术、数值模拟、理论方法以及流动控制的主要研究方向等进行了总结,并对其发展趋势进行了讨论和展望.      

脉冲激光与正激波相互作用过程和减阻机理的实验研究

纳秒脉冲激光具有峰值功率密度高、易于击穿空气形成等离子体这一突出优势,在降低超声速波阻方面具有重要应用价值.以深刻揭示减阻机理为目的,针对激光与正激波相互作用这一基本物理现象开展实验研究.发展高精度纹影技术以测量复杂激波结构,时间分辨率达到 30ns,空间分辨率达到 1mm;搭建快速~PIV 实验系统以定量测量流场速度和涡量,时间分辨率达到 500ns.探明了激光等离子体引致的球面激波和高温低密度区域特性,揭示了激光等离子体在正激波冲击下的流动特性与演化规律,并结合数值模拟结果阐明了脉冲激光等离子体降低超声速波阻的根本原因.研究表明:激光等离子体引致激波的初始马赫数随着激光能量而增大,形状由水滴形逐渐发展为球面形,传播速度随着时间降低,在50$\mu$s 后接近于声速;高温低密度区域初始近似于球形,而后从激光入射方向的下游开始失稳,形成尖刺结构;在正激波冲击下,高温低密度区域演化为上下对称的双涡环结构,尺寸随着激光能量而增大.涡的卷吸和逆流可改变飞行器头部激波结构,是流场重构的重要形式,引起飞行器表面压力的大幅降低,是引起超声速飞行器波阻降低的重要机理.      

触摸高温气体动力学

回顾了高温气体动力学与高超声速科技相关的一些重要研究进展,探讨几个具有基础性研究意义的方向：即高超声速流动模拟;高温气体热化学反应机制;高超声速流动滞止区预测;高超声速边界层转捩和激波/激波相互作用诱导的气动热问题．这些研究方向与高温气体效应和强激波密切相关,对高超声速科技关键技术的突破起着重要作用．     

激波与转捩边界层干扰非定常特性数值分析

激波与边界层干扰的非定常问题是高速飞行器气动设计中基础研究内容之一.以往研究主要针对层流和湍流干扰,在分离激波低频振荡及其内在机理方面存在着上游机制和下游机制两类截然不同的理论解释.分析激波与转捩边界层干扰下非定常运动现象有助于进一步加深理解边界层状态以及分离泡结构对低频振荡特性的影响规律,为揭示其产生机理指出新的方向.采用直接数值模拟方法对来流马赫数2.9,24?压缩拐角内激波与转捩边界层干扰下激波的非定常运动特性进行了数值分析.通过在拐角上游平板特定的流向位置添加吹吸扰动激发流动转捩,使得进入拐角的边界层处于转捩初期阶段.在验证了计算程序可靠性的基础上,详细分析了转捩干扰下激波运动的间歇性和振荡特征,着重研究了分离泡展向三维结构对激波振荡特性的影响规律,最后还初步探索了转捩干扰下激波低频振荡产生的物理机制.研究结果表明:分离激波的非定常运动仍存在强间歇性和低频振荡特征,其时间尺度约为上游无干扰区内脉动信号特征尺度的10倍量级;分离泡展向三维结构不会对分离激波的低频振荡特征产生实质影响.依据瞬态脉动流场的低通滤波结果,转捩干扰下激波低频振荡的诱因来源于拐角干扰区下游,与流场中分离泡的收缩/膨胀运动存在一定的关联.     

TSTO马赫7安全级间分离问题的数值研究

两级入轨(two stage to orbit,TSTO)飞行器在高超声速来流条件下级间分离,会在两级之间产生复杂的非定常气动干扰,直接增加TSTO级间分离失败风险.级间分离过程中的这种复杂气动干扰伴随着两级之间的激波与边界层干扰、马蹄涡、激波与尾流干扰的综合作用.本文将TSTO助推级和轨道级的复杂模型简化为两个三维楔...