平面槽道流中层流-湍流转捩的“breakdown”过程的内在机理

层流-湍流的转捩是一个古老但依然没有解决的问题. 尽管对转捩的研究付出了巨大的努力, 但仍然有一个重要的问题还没有涉及到, 那就是最终导致转捩的breakdown的内在机理是什么? 传统的看法是转捩从扰动的放大开始. 由于非线性的作用, 当扰动增长时, 高次谐波将产生, 流动变得越来越复杂, 最终导致湍流. 这一过程似乎非常清楚, 但却漏掉了一个环节, 即转捩的breakdown过程究竟发生了什么. 我们对直接数值模拟的结果进行了分析, 分析的结果表明, 平均流剖面稳定性特性的改变在breakdown过程中起了关键性的作用.     

考虑转捩的气冷涡轮气热耦合仿真

以NASA-MARKⅡ跨音速涡轮叶片以及某低压涡轮导叶为例进行了考虑转捩的气热耦合计算. 首先开发了有限差分气热耦合求解器,采用直接耦合方法进行流固区域的数据传递,并采用AGS代数转捩模型来预测叶片表面的转捩流动现象. 然后以NASA-MARKⅡ叶片的5411号试验工况为例对该转捩模型进行了验证,对比表明AGS模型能够预测叶片表面的转捩流动过程,所预测的叶片表面温度分布与对流换热系数分布和实验值吻合较好. 最后采用该耦合求解器对某双腔内冷以及尾缘劈缝的低压涡轮进行气热耦合计算,对叶片的热负荷进行了分析.      

边界层转捩过程中环状涡和尖峰结构的演化

采用高精度直接数值模拟方法, 研究在边界层转捩过程后阶段中的环状涡和尖峰结构的非线性演化及其对流动的影响. 以平板可压缩流边界层转捩为例, 精细的数值模拟清楚地展示了环状涡等典型的涡结构及其上喷和下扫的流动现象, 证实了边界层转捩过程中尖峰结构的形成与环状涡紧密相关, 特别是, 对于最近在实验中观测到的正尖峰结构, 文中的数值结果也发现同样的结构, 并进行了相应的机理分析.     

分布式粗糙前缘对NACA0012翼型失速特性的影响

以NACA0012翼型为研究对象,分析在全湍和转捩两种流动状态下分布式粗糙前缘对翼型失速特性的影响规律.使用Menter切应力输运模型和γ-Reet(Reθt为转捩动量厚度雷诺数,y为间歇因子)转捩模型,并分别耦合粗糙度模型和粗糙增长因子输运方程对翼型绕流进行模拟,分析翼型失速特性变化及失速前边界层流动发展状况.结果 ...     

槽道流转捩中发卡涡演化与波增长的关系

通过对槽道流常规转捩的直接数值模拟,研究了转捩突变前后,发卡涡的演化与T-S波增长的对应关系,重点对占流场绝大多数、转捩前期增长缓慢的T-S波的急速增长在发卡涡演化中所处的阶段进行了分析.研究发现,在发卡涡头部形成阶段,流场中典型的未增长起来的波一直保持着缓慢的增长趋势;当发卡涡头部产生分离时,这些波的实际增长率开始爆发式增加,并在短时间内呈数量级增长,急速增长的过程一直延续到发卡涡头部混乱之后.     

基于γ-Re_θ转捩模型的垂直轴风力机气动特性研究

在两方程的剪切应力输运SST k-w全湍流模型中添加γ-Re_θ转捩模型,以某两叶片垂直轴风力机为研究对象,数值计算得到叶片表面压力的分布规律,并与文献中的实验结果进行了对比.在此基础上,分析和对比了添加转捩模型后,风轮的转矩和推力系数、叶片表面极限流线分布和叶片表面摩擦阻力系数的变化规律.结果表明:相比SST k-w全湍流模型,添加γ-Re_θ转捩模型后的四方程Transition SST转捩模型预测得到的风轮的转矩系数和推力系数的均方根分别下降了6.13%和0.55%;计算时考虑γ-Re_θ转捩模型能够预测垂直轴风力机叶片表面边界层的转捩现象和更详细地捕捉叶片表面复杂的流动特征.     

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。     

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.     

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.     

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.     

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.     

翼面吸气混合层流控制的数值研究

本文采用Menter发展的γ-Reθ转捩/湍流模式预测平板和超临界RAE-2822翼型的转捩特性,验证了该转捩模式的有效性和可靠性,同时获得网格分布等规律.在此基础上开展某超临界翼型上表面及其前缘结冰时吸气层流控制后的转捩预测,分别获得干净和结冰外形下混合层流控制对转捩的影响规律.结果表明,合理设计的层流控制对干净翼型表面转捩推迟明显,能有效减阻;在结冰情况下,层流控制几乎失效.     

圆柱型粗糙元诱导的超声速边界层转捩实验研究

采用纳米粒子示踪的平面激光散射(NPLS)技术研究了马赫数为3.0条件下,不同高度和不同数量的圆柱型粗糙元诱导的边界层转捩过程.获得了超声速流动中圆柱型粗糙元诱导的边界层的流向和展向精细流场结构.观察到了粗糙元尾迹边界层的发展过程,再附后的边界层将在一定范围内保持稳定.同时,在边界层发展过程中观测到了清晰的发卡涡结构.利用分形理论对边界层NPLS图像进行定量分析,获得了几种情况下边界层转捩的位置.研究结果表明,多个粗糙元间的相互作用能够抑制边界层的转捩以及尾迹中发卡涡的演化.然而,当两侧粗糙元高于中间的粗糙元时,粗糙元间的相互影响对于尾迹边界层发展的抑制作用反而不明显.     

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。     

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。     

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.     

基于γ-Reθt模型的高升力低压涡轮叶栅分离诱导转捩研究

应用γ槇-Reθt转捩模型对T106C高升力、低压涡轮叶栅进行数值模拟。分析了该模型在不同雷诺数工况下对层流分离诱导转捩的模拟精度。γ槇-Reθt模型通过求解关于间歇因子和当地转捩雷诺数两个输运方程,给出转捩起始位置和转捩区长度等信息;并且对层流分离诱导转捩进行了特定修正。结果显示,中、高雷诺数工况转捩模型预测结果与实验值较为一致,而低雷诺数工况模型预测的分离区域明显小于实验结果。降低入口黏性比可以有效改善低雷诺数工况的预测结果,湍流强度对分离点位置及分离区域大小有很大影响。     

高升力多段机翼的转捩预测研究

本文采用Menter等发展的基于局部变量的γ-Reθt湍流转捩模式对平板和NLR7301翼型开展了转捩模式验证工作,进而对带有前、后缘襟翼的多段机翼流动转捩进行了数值模拟.研究结果表明,转捩对于多段机翼的气动特性具有较大影响,数值模拟可为多段机翼中襟翼偏角、间距等设计提供有益指导.     

MF-1钝锥边界层稳定性及转捩天地相关性研究

影响高超声速边界层转捩的因素众多,而地面风洞实验无法充分模拟这些因素,使得风洞实验的转捩数据与真实飞行数据通常存在很大差距.为了把地面风洞实验的转捩数据换算到真实飞行状态下,提高转捩预测精度,选用零度攻角7°半锥角的钝锥模型,利用中国空气动力研究与发展中心的MF-1飞行实验、Φ1m高超声速风洞实验数据以及国外飞行实验和风洞实验数据,通过LST和eN方法,对天地工况的稳定性与转捩进行了对比分析.结果表明,天地之间的稳定性与转捩存在较大差异,天上飞行的壁温比小于地面风洞,导致其第二模态频率大于地面风洞.给出了第二模态最不稳定频率的经验关系式,该关系式同时适用于真实飞行工况和风洞实验工况.研究还发现转捩时的N值(N_T)受钝度雷诺数影响很大,钝度雷诺数越大, N_T越小,甚至当钝度很大时,在边界层模态失稳之前转捩就已经发生.钝锥前缘弓形激波后的流场存在熵层,钝度会影响熵层进入边界层的位置(熵吞点).研究表明,转捩点/熵吞点的相对位置与N_T体现出较好的相关性,且天地趋势一致.通过最小二乘法,给出了转捩点/熵吞点相对位置与N_T的经验关系式,该关系式可方便高效地对类似条件下的高超声速边界层转捩进行预测.     

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.