边界层流动中湍流斑形成机制的数值研究

边界层流动中层流向湍流的转捩是一个古老但仍没有解决的问题.虽然对转捩过程的探索已付出了艰苦的努力,但依然有一个重要的物理过程还没有弄清楚,即转捩过程中湍流斑形成的原因以及湍流斑的运动特征是什么,这些问题正有待于人们做进一步的研究.文中提出以壁面局部脉冲形式的小扰动来模拟边界层流动中湍流斑的初始扰动场,采用紧致有限差分的方法,数值模拟了边界层流动中湍流斑的生成和演化规律;结果显示,它们在好多方面反映出湍流斑的基本特征.     

边界层流动中湍流斑形成机制的数值研究

边界层流动中层流向湍流的转捩是一个古老但仍没有解决的问题．虽然对转捩过程的探索已付出了艰苦的努力,但依然有一个重要的物理过程还没有弄清楚,即转捩过程中湍流斑形成的原因以及湍流斑的运动特征是什么,这些问题正有待于人们做进一步的研究．文中提出以壁面局部脉冲形式的小扰动来模拟边界层流动中湍流斑的初始扰动场,采用紧致有限差分的方法,数值模拟了边界层流动中湍流斑的生成和演化规律;结果显示,它们在好多方面反映出湍流斑的基本特征．     

超音速平板边界层转捩中层流突变为湍流的机理——时间模式

采用时间模式对来流Mach数为4.5的平板边界层转捩过程做了直接数值模拟, 然后对结果进行分析. 发现在层流-湍流转捩的breakdown过程中, 层流剖面得以快速转变为湍流剖面的机理在于扰动增长后, 对平均剖面进行的修正导致了其稳定性特征的显著变化. 虽然在层流下第二模态T-S波更不稳定, 但在层流突变为湍流的过程中, 第一模态不稳定波却占主导作用.     

转捩中平均流剖面对扰动波演化的影响

对槽道流的常规转捩直接数值模拟发现，在转捩“breakdown”即将发生时，除个别T-S波以外，流场中较大幅值的波都已经停止增长；在转捩“breakdown”发生前到发生过程中的短时间内，非线性作用没有明显变化的情况下，典型未增长起来的波的实际增长率却增加了2个数量级以上．分析表明，平均流剖面稳定性改变使非线性作用的支持相对于衰减率有了明显的优势，于是流场中占大多数的长期受衰减率抑制的未增长起来的波能够急速增长，导致转捩的“breakdown”过程迅速完成．     

可压缩钝楔边界层转捩到湍流的直接数值模拟

直接数值模拟了来流Mach数为6的钝楔边界层在特定扰动(音速点附近壁面吹吸)下的转捩到湍流的整个过程. 分析了平均速度剖面, 脉动速度均方根及剪切应力等统计量, 并与不可压理论及实验结果进行了比较. 展示了转捩过程中的涡结构并分析了压力梯度对转捩的影响.     

超声速边界层气动光学效应及控制研究

光学成像制导技术是精确制导武器研究的重要课题，气动光学效应的存在对制导精度产生严重的影响，使飞行器偏离目标位置，甚至脱靶。飞行器和来流之间的相互作用导致其周围流场结构非常复杂，激波、膨胀波以及湍流边界层的存在，使得流场的折射率在空间上分布不均匀，在时间上存在高频脉动。其中，边界层转捩过程引起的气动光学畸变是亟待解决的最大难题。边界层转捩过程是边界层由层流向湍流发展的过程，是一个多因素耦合影响的强非线性、复杂的流动现象，并且一直是湍流研究领域的热点问题。超声速边界层的转捩区具有非常强的非定常性、随机性，且脉动频率高，因此折射率分布极为复杂，光线透过后不仅会发生偏折，还会导致成像模糊和能量分散，严重影响成像制导的精度，通过光学校正的方法很难降低这种影响。本文试图通过延迟边界层转捩，来降低甚至消除超声速边界层转捩对光学传输性能的影响。以超声速旋成体飞行器光学窗口周围的边界层流场为研究对象，本文采用添加扰动片的流动控制方法对边界层气动光学效应变化规律进行了数值模拟研究。研究结果表明：随着攻角的增大，光程差分布由沿着对称面对称分布逐渐过渡为沿流向的变化，且逐渐平缓；施加了扰动片控制后，原本处于光...     

可压缩双组分混合层的直接数值模拟研究

通过数值求解可压缩Navier-Stokes方程模拟了三维可压缩双组分混合层问题,着重研究了双组分密度比和可压缩效应对混合层发展演化的影响.研究表明,随着密度比的增大,混合层扰动增长率降低.在混合层发展初期,可压缩性作用尤其是斜压效应对旋涡的发展起主导作用;在混合层发展后期,可压缩性影响减弱,旋涡的拉伸扭转效应占主导作用.同时,还分析讨论了可压缩混合层中湍流的转捩及拟序结构的演化过程.     

小攻角高超音速尖锥边界层的转捩预测及e~N法的改进

研究小攻角高超音速尖锥边界层的转捩预测问题.来流马赫数为6,锥的半锥角为5°,攻角为1°.采用传统的eN方法得到的转捩位置很不令人满意.原因在于,在传统的做法中,只考虑了增长中的扰动波,而事实上对于不同的子午面,扰动在开始增长前的衰减过程是各不相同的.根据我们以前的一些工作,对eN方法进行了新的诠释,并且提出实质上的改进.不仅考虑了扰动的增长过程还考虑了扰动的衰减过程.由线性理论计算得到的扰动从初始幅值增长到1%的位置被看作是转捩位置.这样得到的新的转捩预测结果相当令人满意.此外,对于基本流的计算,研究表明边界层方程可以用于小攻角的情况,其计算量远远小于直接数值模拟.     

平板边界层湍流的数值分析

对于不可压缩平板边界层的时间模式的直接数值模拟(DNS)而言,在转捩后继续计算,就可以得到湍流直接数值模拟结果.分析计算结果发现,当湍流充分发展后,其平均流剖面、各种量的脉动均方根值和雷诺应力等沿平板法向的分布都具有相似性.不过,从转捩完成至湍流充分发展之间有一过渡过程,其间上述相似性不成立.这一结果为简化但又较准确地计算工程技术问题中的湍流提供了一种可能性.此外,还分析了其他一些湍流特征,如形状因子和位移排移厚度随时间的演化规律.为了观察到相干结构,须将展向的计算域缩小一半,以增加分辨率,研究结果表明,湍流边界层近壁区存在相干结构,其主要表现是准流向涡或涡对.     

小攻角高超音速尖锥边界层的转捩预测及e^N法的改进

研究小攻角高超音速尖锥边界层的转捩预测问题．来流马赫数为6,锥的半锥角为5°,攻角为1°．采用传统的e^N方法得到的转捩位置很不令人满意．原因在于,在传统的做法中,只考虑了增长中的扰动波,而事实上对于不同的子午面,扰动在开始增长前的衰减过程是各不相同的．根据我们以前的一些工作,对e^N方法进行了新的诠释,并且提出实质上的改进．不仅考虑了扰动的增长过程还考虑了扰动的衰减过程．由线性理论计算得到的扰动从初始幅值增长到1％的位置被看作是转捩位置．这样得到的新的转捩预测结果相当令人满意．此外,对于基本流的计算,研究表明边界层方程可以用于小攻角的情况,其计算量远远小于直接数值模拟．     

Gao-Yong湍流模型对边界层转捩的适用性研究

准确预测边界层转捩对深入理解湍流边界层发展和飞行器翼型优化工业应用等具有重要意义。为提升Gao-Yong(G-Y)湍流模型对平板边界层发展及转捩特性预测的准确性与适用性，该文提出了采用G-Y漂移位矢Reynolds数(Re_T)表征当地湍流脉动强度的方法，建立实度系数(Cs)与Re_T间的函数关系，解决G-Y湍流模型中Cs取值间断、分布离散的问题。基于开源OpenFOAM软件开发了改进G-Y湍流模型的求解器，对经典平板边界层和转捩实验开展计算流体力学(computational fluid dynamics,CFD)数值模拟并验证。研究结果表明，相比k-ω等传统雷诺平均(Reynolds averaged Naviers-Stokes,RANS)模型，改进后的G-Y湍流模型不仅能准确模拟边界层流动特征，还能合理预测边界层发展过程及转捩位置，准确性较高。结果表明，经过改进的G-Y湍流模型可进一步用于对边界层转捩特性的研究。     

可压缩效应对平板湍流边界层影响的直接数值模拟

采用高精度紧致型差分格式求解三维可压缩Navier-Stokes方程,通过在局部平板上引入周期性吹吸气小扰动的方法,直接数值模拟来流马赫数M∞为2.25的空间发展的可压缩平板湍流边界层.所得流场统计特征与相关理论和试验符合较好.在此基础上研究可压缩效应对平均流动特征以及湍能的生成和耗散特征的影响,指出在M∞=2.25的情况下,Morkovin假设基本成立,但可压缩效应使得拟序结构有明显差别.与不可压相比上抛、下扫对不同区域的作用有所不同.在近壁区,压力-膨胀项和压力-速度相关项仍是不可忽略的量,这导致声的产生和可压缩效应对湍能产生抑制作用.平板上声压的分布表明,随流动向下游的发展,边界层转捩过程激发了由物面脉动压力所产生的偶极子声源.     

超音速平板边界层湍流的直接数值模拟及分析

用时间模式对来流Mach数为4.5的平板边界层湍流进行了直接数值模拟. 发现当湍流充分发展后, 其平均流剖面、湍流Mach数、各种量的脉动均方根值和Reynolds应力等沿平板法向的分布都具有相似性. 但压缩性效应已较强而必需考虑, 强Reynolds比拟不再有效, Morkovin假说不再成立. 从转捩完成至湍流充分发展之间有一过渡过程, 其间上述相似性不成立.     

B-C转捩模型的标定与应用

针对流体动力学中的转捩问题,利用基于当地关联的B-C转捩模型,克服了包含输运方程的转捩模型会改变计算过程中的方程个数的缺点,使用间歇因子函数修正S-A湍流模型的生成项来实现转捩模拟功能;并在零压力梯度平板的实验数据基础上对该转捩模型进行了标定。运用B-C转捩模型对二维低速流动问题进行了数值模拟研究,计算结果与实验的对比表明:标定后的B-C转捩模型可以更准确模拟平板算例的转捩位置;在中低雷诺数范围内,标定后的B-C转捩模型可以很准确地计算中等攻角下的翼型的气动力参数。     

基于雷诺平均方法的高超音速边界层转捩模拟

基于雷诺平均方法,建立了一种合理反映扰动模态和可压缩性影响的新型k-ω-γ湍流／转捩模式,它由关于间歇因子γ、脉动动能k及其单位耗散率ω的3个输运方程组成．其主要特点为：（i）k包含湍流脉动部分和非湍流脉动部分,且对后者的模化应用了稳定性分析的结果;（ii）γ方程的源项中构造了具有“自动判断转捩起始位置”功能的函数;（iii）构造的新型物面法向长度尺度使该模式的所有表达式均由当地变量构成,可以方便地应用于现代CFD程序之中;（iv）该模式在完全湍流区还原为标准的SST湍流模式．模式在亚音速、超音速和高超音速条件下的边界层流动中进行了验证．计算结果表明,该模式可应用于较宽马赫数范围,所具有的捕捉流动转捩的性能优于国际上的现有模式．     

雷诺时均模拟的两种转捩模型比较

对两种基于RANS方程的转捩模型进行分析讨论,这两个模型都只需采用局部变量计算,其中SST-γ-Reθt模型基于实验经验公式,层流动能模型基于转捩现象。两个模型都被耦合到RANS低雷诺数湍流模型中,并通过不同工况下T3系列平板的数值计算对模型进行评估。结果表明转捩模型较原湍流模型需要消耗更多计算资源;相对层流动能模型,SST-γ-Reθt模型对y+更为敏感,在无压力平板算例中两个模型能够较为准确地预测转捩,只有在湍流度增大时,SST-γ-Reθt模型预测的精度才会下降;在有压力梯度情况下,两个模型预测转捩起始点都较实验值延后,当来流雷诺数较大时层流动能模型预测的转捩长度较实验值偏小;从平板上不同位置(层流区、转捩区和湍流区)湍动能的分布情况能够看出SST-γ-Reθt模型只是在数值上模拟转捩过程,并不考虑转捩内在规律,层流动能模型预测结果与实验值较为吻合。     

Mach8的平板可压缩湍流边界层直接数值模拟及分析

对来流马赫数等于8,壁温等于10.03倍来流参考温度的平板可压缩湍流边界层做了直接数值模拟,计算涵盖了从层流到转捩以及最终充分发展湍流的全空间演化过程.对湍流的统计特征做了详细的分析,结果表明,在当前的计算工况下,湍流边界层核心区平均速度剖面仍然满足对数率,且卡门常数基本不变;可压缩效应明显增强,由于采用近似恢复温度的等温壁条件,使得近壁区温度较高,导致当地声速增大,使得湍流马赫数绝对值较低,造成内在压缩性效应不强,与经典强雷诺比拟相比,除在数量上产生一些偏差外,强雷诺比拟关系近似成立,且Morkovin假设依然有效;对扩展自相似性和标度率分析表明,对于平板可压缩湍流边界层而言,高马赫数流动使得其适用范围减小;压缩性效应对近壁湍动能,条带结构,涡等值面分布的影响得到分析.     

超音速和高超音速有攻角圆锥边界层的转捩预测

边界层转捩预测是航空航天技术发展中亟待解决的问题之一,但由于问题复杂,迄今没有一个可靠有效的方法.eN法曾被认为是预测边界层转捩的一个有效的方法.但该法严重依赖于实验或经验,且对基本流为三维的情况,例如有攻角圆锥边界层,其应用结果并不令人满意.该文作者曾分析了其不成功的原因,并提出了改进的方法,同时也减少了对实验或经验的依赖.应用于一个给定算例时,得到了满意的结果.但要使该改进了的方法能在实际问题中被采用,必须先经受更多的检验.该文将该方法用于更多的超音速及高超音速有攻角圆锥边界层的转捩预测问题,并将结果与相应的实验和直接数值模拟比较,证实了所提出的改进方法是有效的.还发现在锥体的每一子午面内,eN方法中的ZARF曲线可能不止一条,提出了在应用eN方法时应如何选择ZARF.     

压缩折角激波-湍流边界层干扰直接数值模拟

进行了来流Mach数2．9,24°压缩折角激波．湍流边界层干扰的直接数值模拟,在上游的平板添加扰动以激发边界层转捩到湍流．计算得到的统计结果与实验吻合,验证了结果的可靠性．分析了角部分离区附近湍能的生成、耗散及分配机制．结果显示角部区域激波与湍流边界层相互作用造成大量湍动能产生,而湍动能的主要耗散区仍在近壁．湍流输运项起到了主要的平衡机制,把湍动能由外层输运到近壁区．通过对激波后及壁面瞬时压力的分析,认为激波低频振荡并非上游扰动弓』起,而是由于分离泡本身不稳定振荡产生的．     

交通流Breakdown现象与交通扰动演化模型

建立了用以间接证明交通流自发breakdown现象的交通扰动演化模型.基于跟车思想制定了"继承"和"改变"两种车辆行驶规则;基于交通波动理论刻画了车辆经历扰动的减速波和加速波,并结合到达车流的车头时距分布,建立了扰动演化模型.模型考虑了"迟滞"现象和"二次扰动"现象,采用蒙特卡罗方法进行数值模拟,对比了五种形式的breakdown概率,分析了模型中重要参数对计算结果的影响及原因.