高超声速边界层转捩的几点认识

边界层转捩问题是高超声速飞行器研制过程中必须关注的关键问题之一,世界各航空航天大国都大力支持相关研究,且近几年的资助呈现增长趋势.本文结合风洞实验、数值模拟和理论分析,对该领域目前存在的一些热点问题开展了相关研究,并提出了自己的观点.(1)在Φ1 m高超声速风洞中得到了单位雷诺数、攻角和头部钝度对钝锥边界层转捩的影响规律.(2)头部钝度对高超声速边界层转捩的影响存在趋势反转现象,但国际学术界迄今尚未找到合理解释.本文提出应考虑前缘激波对自由流扰动的影响,同时应从钝前缘感受性和熵层效应两个角度研究这种反转现象.本文从这两个角度出发,通过直接数值模拟(DNS)和稳定性分析获得了一些初步结果.(3)在转捩后期,第二模态扰动波增长到一定阶段后会出现安静区,紧接着出现低频模态,本文通过DNS和模态分解等方法揭示了第二模态和低频模态之间的关系.(4)最后介绍一种新的饱和横流涡二次失稳模态,它的增长率与Z模态相当,但是由法向剪切引起,被命名为Y′模态.     

钝锥高超声速边界层来流感受性数值研究

应用作者所建立的高精度非定常激波装配法,数值模拟了高超声速条件下,钝锥绕流快声波来流扰动非定常流场,研究了钝锥超声速边界层对来流扰动感受性特征,研究表明,在各种来流扰动的条件下,钝锥边界层感受到的主要是声波扰动;钝锥边界层内扰动模态,在头部附近是第一模态,向下游依次转换为第二模态、第三模态;另外随钝度减小,边界层内扰动模态的振幅增大,但有一临界值,超过临界后反而减小,并且由于曲率间断的影响,模态振幅随钝度的变化不再是单调变化的。     

高超声速圆锥边界层转捩反转数值研究

为研究高超声速边界层转捩中存在的转捩反转现象,基于雷诺平均的N-S方程,采用γ转捩模型对高超声速圆锥体绕流进行数值模拟,得到了圆锥边界层转捩位置随攻角、头部钝度的变化规律,分析了圆锥边界层转捩反转现象的流动机理.结果表明：当圆锥头部钝度增大到一定值时,圆锥边界层转捩位置随攻角增大呈现迎风面提前、背风面推迟的反转现象;圆锥边界层转捩出现攻角反转现象时,迎风面摩阻系数明显大于背风面摩阻系数且转捩前后摩阻变化更大,此时应重点关注迎风面的热防护;在零攻角条件下,随着圆锥头部钝度从很小值逐渐增大,圆锥边界层转捩位置呈现出“N”型反转现象;圆锥头部钝度增大到一定值时出现的边界层转捩反转现象的可能原因是随钝度增大头部激波后熵层高度显著增大引起的.     

雷诺数和湍流度对叶片表面边界层转捩和换热特性的影响

为了深入了解涡轮叶片表面边界层转捩特性及其对换热系数的影响,在叶栅风洞中分别测量了进口雷诺数为5×10⁵、6×10⁵和7×10⁵时叶片表面压力分布,并将压力数据加载到边界层计算程序TEXSTAN中,计算了每个进口雷诺数在来流湍流度为3%、5%和7%时叶片表面换热系数分布。结果表明,进口雷诺数增大,压力面转捩点基本不变,吸力面转捩点前移3%~7%相对弧长,换热系数沿叶片型面减小的区域缩短。来流湍流度对压力面流动和换热的影响弱于吸力面,湍流度增大使压力面转捩点前移5%~10%,换热系数增加16%~34%,使吸力面转捩点前移17%~24%,换热系数增加19%~41%。     

高超声速风洞实验数据的多维空间相关理论与关联方法

本文首先回顾了国内外高超声速飞行器气动力/热风洞实验数据关联方法领域的研究进展,讨论了风洞实验数据关联方法发展的思路及其局限性.在此基础上,我们提出了具有普适性的高超声速风洞实验数据多维空间相关理论,发展了一套基于多维空间相关理论的具有泛函优化特征的数据关联方法.多维空间相关理论揭示了不同类型风洞实验数据之间的内在规律,为合理利用已经获得的有效风洞实验数据奠定了基础.选择一定体量的多空间数据,应用发展的泛函优化数据关联方法,能够得到具有全局最优特征的风洞实验数据多空间集合的解析关联函数,探索反应高超声速流动规律的相似性参数.通过几个典型算例的对比分析,评估了实验数据多维空间相关理论应用的可行性、泛函优化数据关联方法的关联能力及其解析函数的关联精度.研究结果表明:高超声速风洞实验数据多维空间相关理论及其泛函优化数据关联方法能够充分并有效地利用已有的高超声速风洞实验数据,获得更合理的全局关联函数和更高精度的风洞实验数据关联结果,从而支撑利用风洞实验数据深入发掘流动规律和相似参数的研究.     

大尺度高焓激波风洞喷管设计研究

激波风洞是开展高超声速飞行器气动力实验的重要地面试验设备,喷管是形成激波风洞试验流场的关键部段.针对大尺度高焓激波风洞,展开轴对称型面喷管设计方法的研究.喷管设计包括无粘型线设计和边界层修正两部分.无粘型线确定后会对其进行边界层位移厚度的修正.由于喉道处边界层位移厚度相较于特征长度(喷管喉道半径)是一个小量,传统的无粘型线设计方法在进行边界层修正时一般将其忽略.这一假设适用于很多超声速及高超声速喷管.但是大尺度高马赫数喷管需要考虑喉道处边界层的影响.对于高焓激波风洞,高温气体效应以及化学非平衡的影响较大,在喷管设计中不可忽略.本研究对高温气体效应以及边界层进行必要修正,并在数值模拟中考虑化学非平衡的影响.在特征线法的基础上,比热比等特征区关键参数取决于CFD数值模拟的结果.比热比可根据组分信息通过NASA拟合曲线来计算.然后通过叠加计算得到的边界层位移厚度进行迭代的边界层修正.本文利用改进的Sivells法设计Ma17喷管,并对其进行CFD数值模拟.喷管出口高度为2.5 m,总温和总压分别为7400 K, 30 MPa.     

高超声速飞行器气动设计中的若干关键问题

高超声速飞行器是当前世界航空航天研究的重点方向,其气动设计面临诸多技术挑战.本文围绕高超声速飞行器气动设计相关的高升阻比气动布局设计、高超声速绕流中的复杂物理效应及预示方法、气动特性天地相关性三大关键技术问题,从设计方法、预示方法、流动机理以及工程应用等方面回顾了研究进展.在气动布局设计方面,本文剖析了高升阻比乘波布局工程实现所面临的装填空间、操纵稳定性等技术难点及可期的解决方案;在复杂流动物理效应及预示方法方面,本文总结了边界层转捩/湍流、表面烧蚀、高温真实气体效应和稀薄气体效应等前沿科学问题在高超声速飞行器气动设计中的突出影响,并对相关的流动机理及预示方法进行了综述;在天地相关性研究方面,本文分析了当前面临的瓶颈,并提出与人工智能技术相结合是取得突破的可行途径.     

高超声速钝头体表面热流的数值模拟

高超声速飞行器表面热流的精确预测对于飞行器的安全至关重要。传统的模拟方法在预测热流中主要包括两个难点,一是传统的计算格式数值粘性太大;二是熵修正函数的引进限制了热流分辨率。为了解决上述两个问题,通过设计一可调参数,引进了可调数值粘性格式。为了使该格式适用于高超声速流动模拟,通过反扩散方法,将格式一致提升至二阶精度,并引进了与之相适应的熵修正函数。对三维球头和钝锥绕流进行了数值实验,结果表明,相对于传统格式,修正后的可调数值粘性格式可以显著降低热流计算对网格的依赖性,提高计算精度。     

近空间非规则解体物不同间隔比气动干扰数值分析

针对服役期满航天器再入近空间飞行环境多次解体绕流问题,发展了求解高超声速来流条件下含振动能激发热力学非平衡Navier-Stokes (N-S)方程三维双体解体物绕流问题的数值方法.根据解体物运动分离特点与方位关系,确立了两种不同的解体物双体构型.经高超声速氮气流绕圆柱、钝体计算结果与求解Boltzmann模型方程气体动理论统一算法、风洞试验等比较确认,验证了本文模型算法在求解近空间范围内含振动能激发的多体高超声速绕流问题的可行性和准确性.采用此算法研究了近空间范围内不同飞行攻角、不同间隔比下的双体构型间的气动干扰效应.结果表明,本文所设工况下,当间隔比大于一定值时,解体物之间的相互干扰效应可以忽略.这为气动融合弹道飞行航迹落区数值预报软件研制提供理论设计准则及大量近空间非规则解体物绕流气动干扰数据库.     

高超声速飞行器变比热驻点热流计算

 为快速准确预测高超声速飞行器驻点热流密度,基于P-R 状态方程,计算空气真实气体状态下比热比、定压比热容,得到温度拟合公式。应用变比热计算了高超声速飞行器激波后温度,应用空气真实气体状态下定压比热容计算了典型的高超声速钝头体驻点热流密度值。计算结果与实验值基本吻合,表明计算方法可行,有足够的精度,可为高超声速飞行器初步设计热环境计算和防热材料的合理选择提供可靠的参考数据。     

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.     

火星超低雷诺数下螺旋桨气动性能研究

火星超低雷诺数环境导致螺旋桨系统气动特性相比于地球环境显著恶化,翼型表面层流分离现象影响了火星螺旋桨的气动特性.为设计出适应火星低雷诺数环境的螺旋桨,深入了解超低雷诺数对翼型气动特性的作用机理,采用Transition SST转捩模型求解非定常可压缩N-S方程的数值模拟技术,对几种适用于低雷诺数环境的翼型进行火星超低雷诺数环境下气动特性模拟计算,从而选取最适应火星大气环境的翼型.结果表明CLF5605翼型具有更好的气动性能.对选定的翼型进行不同超低雷诺数下气动特性模拟计算,揭示了超低雷诺数对翼型气动特性的影响,即在火星大气雷诺数范围内,更高的雷诺数对应更好的气动性能;对雷诺数从100～20 000翼型表面边界层状态进行数值模拟,发现翼型层流分离结构发生显著变化,从低雷诺数下的层流边界层状态,随着雷诺数的增加开始发生层流分离,在翼型尾缘产生层流分离泡,并最终变成湍流边界层.采用最小能量损失的方法设计火星螺旋桨,对其气动性能进行了数值模拟仿真,并对轻量化制造的螺旋桨进行了地面台架实验验证,通过将地面实验结果与CFD数值模拟仿真结果对比,验证了螺旋桨轻量化设计合理性以及数值计算的准确性.     

高超声速流动中双尺度湍流模式的应用

论文研究了双尺度湍流模式,并对其在壁面附的近长度尺度进行了修正,选择四个基准流动－超声速和高超声速二维压缩拐角,锥柱裙组合体绕流和斜激波／平板湍流边界层干扰－进行了数据计算,数值计算和实验结果的比较表明修正双尺度湍流模式对流动分离,摩阻和热流的计算具有更好的效果。     

短周期风洞上动叶表面压力和换热测量

采用短周期冷态传热风洞研究了某型放大动叶表面静压及换热系数分布,实验中雷诺数和叶栅压比范围涵盖了叶片的典型工作状态.结果表明:压比是影响表面压力系数的主要因素,雷诺数的影响可以忽略;雷诺数和压比都会影响表面换热系数和绝热壁温,随着雷诺数的增大,叶片表面换热系数增加,吸力面转捩点前移,大雷诺数的换热系数分布趋势有别于小雷诺数;保持主流总温不变,随着叶栅压比的增大或雷诺数的减小,绝热壁温降低,小雷诺数下绝热壁温实验值低于平板的理论计算值.     

基于转捩点位置的动态失速模型数值建模方法研究

通过实验可得到翼型动态失速的相关数据,但是由于多数的动态失速计算方法使用全湍流模型或半经验转捩模型,数值计算一直没有得到与实验结果非常吻合的计算结果.提出了基于转捩点位置的动态失速模型数值建模方法来提高数值计算的准确性,通过使用Winsock网络协议实现FLUENT和MATLAB之间的数据传输,再使用曲线拟合与梯度下降法实现转捩点位置的优化计算,最终通过得到的转捩点的位置信息使得计算结果更加准确,为其他研究人员将转捩点作为动态失速理论分析的一个因素提供良好的数据基础.     

二维高超声速进气道内激波-边界层相互作用

在多级压缩二维高超声速进气道中,激波边界层相互作用在前后两级压缩面交界的折角处会诱发壁面流动的分离,导致分离泡的产生.压缩面折角位置产生的激波与唇口处边界层相互作用,同样会诱发明显的壁面流动分离.这些分离现象均存在较为明显的动态特征和空间结构上的不稳定性,对进气道内流场及起动性能存在一定的影响.这里主要利用改进的高速纹影系统对二维二级压缩进气道内的流动结构进行观测及分析,揭示了分离流动的细节结构以及演化过程.在此基础上,采用改变壁面粗糙度以促进边界层转捩、壁面添加扰流器促进边界层内掺混流动等措施改变边界层流动状况,观察边界层控制对分离流动的影响,并取得了初步的结果.     

高超声速气动热的耦合计算方法研究

为了准确预测高超声速飞行器承受的气动热载荷,需要进行流动-传热耦合分析.采用耦合传热方法,考虑流体流动和结构传热之间的实时相互影响,对圆柱壳高超声速气动加热风洞实验进行了三维非定常数值模拟,将数值模拟结果与实验结果进行了全面对比,得到的表面压力、冷壁热流、热壁热流和温度分布与实验结果符合良好,验证了耦合计算方法的准确性,提高了气动热模拟精度,实现了气动加热的准确计算.     

高超声速火箭橇气动特性优化与风洞试验

为研究如何在不额外增加稳定装置的基础上提高超声速条件下火箭橇的在轨运行稳定性,基于数值分析方法开展了高超声速火箭橇气动特性优化设计,并通过风洞试验对优化后的橇体进行了不同工况下的气动特性研究。建立了基于SST湍流模型、N-S控制方程的火箭橇气动特性数值分析方法,通过经典双椭球模型对计算方法的准确性进行验证。基于气动特性数值分析方法开展橇体气动外形设计,对整流板俯仰角、侧偏角以及前、后滑靴的位置进行优化。通过风洞试验对优化后的橇体进行不同工况下的气动特性研究,分析马赫数、雷诺数以及轨道和地面效应的影响。研究结果表明：火箭橇高超声速气动特性数值分析方法的精度约为86.94%,可以用来模拟火箭橇在高超声速流场中的气动特性;在Ma=5时,优化后的模型相较于优化前的模型,气动阻力减小了约23.57%,气动升力减小了约38.49%;随着马赫数的增加,橇体阻力系数呈下降趋势,当Ma从4增加到6,橇体的阻力系数下降约19.98%;橇体升力系数与俯仰力矩系数均随着雷诺数的增大而增加,Ma=5,当雷诺数从1.80×10⁷变化到3.60×10⁷时,橇体的阻力系数与...     

多工况下高超声速飞行器再入时流场的计算

为了弄清典型高超声速飞行器再入时处于连续区的流场状态,采用多组分、考虑非平衡态气体振动激发与化学反应过程的守恒型Navier-Stokes方程组,并用高分辨率TVD格式进行求解,获得了不同飞行工况下飞行器流场的气动热力学(尤其是壁面热流密度)和热-化学非平衡态特性,数值结果与风洞试验及飞行数据吻合较好.通过对多个工况点下流场状态的分析与对比,给出了高超声速飞行器在整个再入过程中的壁面热流密度值、气动力系数,尤其是计算域内热力学非平衡区的分布特性,这对有效地完成飞行器热防护设计具有积极意义.     

高翅片管传热及阻力特性实验研究

在风洞实验台上对整体轧制的平片高翅片管和波纹高翅片管进行传热实验.在相同风速下,波纹高翅片管的换热效果是平片高翅片管的1.2倍左右.拟合出努塞尔数和雷诺数的准则关系式,波纹高翅片管实验关联式计算值与实验值的平均偏差为5.9%,平片高翅片管实验关联式计算值与实验值的平均偏差为3.8%.在相同风速下,阻力也相应增加1.1倍左右.拟合出阻力系数与雷诺数的准则关系式,波纹高翅片的实验关联式计算值与实验值的平均偏差为6.5%,平片高翅片管的实验关联式计算值与实验值的平均偏差为4.9%.