激波/边界层干扰

摘要： 采用数值模拟的方法对比研究了定常、方波脉冲、正弦脉冲这3种喷流对Ma=2流动激波/边界层干扰的控制效果,分析了不同喷流方式对受控流动流场结构、压力分布的影响.结果表明,不同喷流方式都能够实现对受控流动的有效控制,可以增大激波距离,减弱激波强度,减小激波发生器壁面压力.在控制效果方面,定常喷流效果最佳,方波脉冲喷流效果次之,但定常喷流所需要的质量流量也最大,方波脉冲质量流量次之.3种喷流的控制效果与所需质量流量的关系表明,控制收益的增加随着质量流率的增大而减小.

摘要： 激波/边界层干扰现象在超声速流场中不可避免,这种现象的存在会对超声速飞行器内外流场产生一系列的不利影响。所以,对激波/边界层干扰现象进行控制是十分必要的。微射流主动流动控制方法近年来已成为流动控制领域的研究热点。本文梳理了近年来微射流主动流动控制方法对激波/边界层干扰控制的相关研究进展,综合分析了影响单孔微射流和微射流阵列控制效果的因素,并对目前研究的不足和发展前景进行了探讨,以期对相关研究提供参考。

摘要： 为进一步研究参数变化以及三维效应对圆锥激波/平板边界层之间相互干扰的影响,使用两方程Menter-SST模型,针对来流马赫数为2时的三维圆锥激波与平板边界层的相互干扰现象进行了数值模拟与定性、定量分析。分别研究了圆锥激波发生器半锥角和来流单位雷诺数变化对干扰区流动的影响,总结了参数变化引起的流动分离变化规律;此外,还计算了与三维计算的中心对称面上的入射激波等效的二维情形,并将三维结果与二维情形进行对比,对比结果显示中心对称面上的壁面压力系数、分离涡尺寸、涡量分布等与相应的二维情形存在明显差异。

摘要： 激波/边界层干扰是一种发生在超声速/高超声速流动中的普遍现象.该现象将引起分离、流场结构振荡、局部高热通量和压力载荷.主要总结了近十年来激波/边界层干扰特性与微型涡流发生器及其组合体在流动控制中的最新进展.微型涡流发生器是目前研究最多、应用最广泛的控制方法,其流动机理和控制特性被大量挖掘.为了适应来流条件的变化、满足实际工况的需要,应开发定量评估和参数化设计方法.同时,应探索微型涡流发生器与其他控制方法的组合,实现更大程度、更广范围流场的控制.

摘要： 基于适用于不可压缩流动的解析壁面函数,针对可压缩湍流边界层特征,考虑壁面网格内对流项变化和能量方程中黏性耗散项的影响,提出一种适用于可压缩流动的解析壁面函数.基于二维超声速和高超声速激波湍流边界层干扰流动,完成了粗网格高雷诺数k-ε模型加标准壁面函数、原始解析壁面函数、可压缩修正解析壁面函数和密网格低雷诺数Lauder-Sharma k-ε模型的对比计算.结果表明:四种湍流效应模拟策略都可以准确预测壁面压力和摩擦系数,而本文发展的考虑对流项分布和黏性耗散项影响的解析壁面函数不仅消除了原始解析壁面函数的非物理振荡,而且大幅提升了壁面函数壁面热流的预测精度,与密网格解最大差异不超过40％,预测结果接近于密网格低雷诺数模型结果,而标准壁面函数和原始解析壁面函数预测的壁面热流符号相反,且数值最大差异达500％.对于Ma5斜激波边界层干扰算例,本文构造的壁面函数计算时间仅为低雷诺数模型的5％左右,相较于其它壁面模型,计算时间仅增加了1％.

摘要： 高超声速激波/边界层干扰比超声速工况下具有更强的可压缩效应,再附之后会形成极高的局部力/热载荷,严重影响飞行器飞行安全.而激波/湍流边界层干扰区附近流动的三维特性使得流动更加复杂而难以预测.采用直接数值模拟对高超声速条件下的柱-裙激波/湍流边界层干扰进行了详细研究,特别是对G?rtler涡结构对分离泡、物面压力和热流造成的展向差异开展了定性和定量分析.研究发现,干扰区附近的分离泡结构呈现出明显的三维效应,且G?rtler涡展向分离位置截面的分离泡要明显小于再附位置,而这两个截面上分离泡的运动基本同步,没有明显的延迟或超前现象.物面压力和热流在展向出现显著的不均匀性,展向再附位置的平均压力和热流要比展向分离位置分别高13％和16.2％,脉动压力和热流比展向分离位置分别高28％和20％.截面流向速度特征正交分解结果显示两个位置上的能量都集中在剪切层附近,并且展向再附位置上低频模态占有更高的能量.在采用模态重构流场分析分离区面积发现,展向分离位置重构误差更小,而展向再附位置上的重构误差收敛更快.

摘要： 为模拟大型航天器离轨再入近连续过渡流区高超声速气动力/热绕流特征,构建了基于直接模拟蒙特卡洛法碰撞限制器技术的混合方法,发展了基于密度梯度的动态自适应混合网格处理技术与变时间步长计算方案.利用当地流动梯度的克努森数作为判断连续流失效的参数,将流场划分为不同区域,在连续流区采用碰撞限制器以及大网格尺度和大时间步长,在流场的大梯度区域——包括激波和壁面边界层区域——采用基于当地密度梯度的动态自适应碰撞网格和取样网格处理技术.为保证整个流场范围每个碰撞网格内的模拟粒子数分布更加均匀,采用变时间步长计算方案,并固定当地时间步长与粒子权重的比值,避免了因分子穿越网格界面产生的复制或消失.通过计算类天宫飞行器低密度风洞试验状态的气动力系数,并与试验数据对比,验证了上述算法的高精度模拟能力与可靠性.同时模拟分析了带太阳电池帆板的类天宫飞行器再入85 km高超声速复杂气动力热,及头部对接台与板舱非规则物形绕流所致激波/边界层干扰、流动分离与强气动力热致太阳电池帆板毁坏发生首次解体机制.

摘要： 在壁面附近的粘性底层内,脉动速度而梯度很大,需要考虑粘性效应.低雷诺数模型通过添加粘性项和阻尼项来计算壁面粘性效应,且在壁面附近使用密网格(y+≈1)来分辨流场中存在的陡峭梯度.为了克服低雷诺数湍流模型收敛速度慢的缺点,本论文基于OpenFoam实现了一种解析壁面方法,并将其应用预测二维激波边界层干扰的数值研究中,通过和基于对数律的标准壁面函数和低雷诺数Lauder-Sharma k-ε模型的计算结果对比,总体而言,三种湍流策略都可以准确预测壁面压力,而标准壁面函数低估了激波边界层干扰中的分离,而解析壁面函数能够很好模拟流动分离,预测结果接近于低雷诺数模型,由于壁面函数使用粗网格,计算时间和高雷诺数模型相比可以减少一到两个数量级.

摘要： 在进气道的压缩拐角附近,激波边界层干扰可能导致边界层转捩或流动分离,干扰区域往往出现峰值压力和热流,对飞行器的气动力、气动热性能有重要的影响。影响流动分离的因素有很多,比如来流马赫数、湍流度,模型前缘钝度、表面粗糙度、壁面温度等,边界层状态也是一个重要的因素。层流边界层能量比对应的湍流边界层小,对逆压梯度的抵抗能力差,初始分离的角度要小很多。本文回顾了国内外压缩楔流动分离影响因素的研究情况,重点介绍了雷诺数、粗糙度、壁面温度对初始分离角度的影响。已有的研究表明,流动初始分离角度受多种因素影响,在10°～30°的范围内变化,取决于多种因素的综合作用程度;雷诺数增加可以抑制分离;壁面冷却可以抑制分离;壁面粗糙后,边界层抗分离能力减弱;风洞类型、来流湍流度的影响研究还比较少,需要开展系统的研究工作。国内外针对拐角流动结构已做了大量研究,但气流偏转角一般比较大,针对进气道压缩系统的研究比较少,需要针对小气流偏转角组合的进气道构型,系统地开展多级离散压力梯度作用下的边界层发展规律和流动分离情况研究。

摘要： 基于15°压缩拐角模型,在FD-20风洞开展了边界层转捩处的激波-边界层干扰试验研究.试验涉及分离点上游和峰值下游为层流/湍流和转捩/湍流两种情况.试验采用了压力传感器、薄膜电阻温度计和高速纹影技术进行点测量和流动显示,研究了干扰区内的分离泡与边界层转捩耦合下的流动规律.研究结果表明层流/湍流干扰时,分离泡和边界层转捩分别主导了干扰区的前半段和后半段,压力和热流分布曲线与激波-层流边界层干扰类似,脉动RMS值分布呈现出双峰值分布的形态;转捩/湍流情况下,边界层转捩在分离点下游迅速完成,湍流边界层和小尺度分离泡主导了干扰区,压力和热流分布曲线与湍流干扰类似,脉动RMS值分布呈现出单峰值分布的形态.

摘要： 基于15°压缩拐角模型,在FD-20风洞开展了边界层转捩处的激波-边界层干扰试验研究.试验涉及分离点上游和峰值下游为层流/湍流和转捩/湍流两种情况.试验采用了压力传感器、薄膜电阻温度计和高速纹影技术进行点测量和流动显示,研究了干扰区内的分离泡与边界层转捩耦合下的流动规律.研究结果表明层流/湍流干扰时,分离泡和边界层转捩分别主导了干扰区的前半段和后半段,压力和热流分布曲线与激波-层流边界层干扰类似,脉动RMS值分布呈现出双峰值分布的形态;转捩/湍流情况下,边界层转捩在分离点下游迅速完成,湍流边界层和小尺度分离泡主导了干扰区,压力和热流分布曲线与湍流干扰类似,脉动RMS值分布呈现出单峰值分布的形态.

摘要： 基于15°压缩拐角模型,在FD-20风洞开展了边界层转捩处的激波-边界层干扰试验研究.试验涉及分离点上游和峰值下游为层流/湍流和转捩/湍流两种情况.试验采用了压力传感器、薄膜电阻温度计和高速纹影技术进行点测量和流动显示,研究了干扰区内的分离泡与边界层转捩耦合下的流动规律.研究结果表明层流/湍流干扰时,分离泡和边界层转捩分别主导了干扰区的前半段和后半段,压力和热流分布曲线与激波-层流边界层干扰类似,脉动RMS值分布呈现出双峰值分布的形态;转捩/湍流情况下,边界层转捩在分离点下游迅速完成,湍流边界层和小尺度分离泡主导了干扰区,压力和热流分布曲线与湍流干扰类似,脉动RMS值分布呈现出单峰值分布的形态.

摘要： 基于15°压缩拐角模型,在FD-20风洞开展了边界层转捩处的激波-边界层干扰试验研究.试验涉及分离点上游和峰值下游为层流/湍流和转捩/湍流两种情况.试验采用了压力传感器、薄膜电阻温度计和高速纹影技术进行点测量和流动显示,研究了干扰区内的分离泡与边界层转捩耦合下的流动规律.研究结果表明层流/湍流干扰时,分离泡和边界层转捩分别主导了干扰区的前半段和后半段,压力和热流分布曲线与激波-层流边界层干扰类似,脉动RMS值分布呈现出双峰值分布的形态;转捩/湍流情况下,边界层转捩在分离点下游迅速完成,湍流边界层和小尺度分离泡主导了干扰区,压力和热流分布曲线与湍流干扰类似,脉动RMS值分布呈现出单峰值分布的形态.

摘要： CFD可信度评估是目前计算流体力学关注的热点。除了实验对照、解析解比较、网格收敛性分析方法外，中科院力学所高智研究员提出的“高”判据”评估方法也逐渐受到关注。本文简要分析了“高”判据方法用于评估CFD结果的实质，认为“高”判据方法实际上是网格收敛性分析的一种巧妙的代替，从理论上找到一个网格收敛分析的标准，即“高”判据。而”高”判据的吻合程度可以代替网格收敛性的程度。本文还分析了直接从简化Navier-Stocks方程出发，结合壁面边界条件所简化出得出的准则表达式与根据粘性／无粘干扰剪切流(ISF)理论简化得出的“高”判据之间的关系。并通过一个来流马赫数为2.15的平板激波一层流边界层干扰的CFD计算结果的评估，再结合实验结果、网格收敛性分析结果，初步提出了两个无量纲的壁面判据。认为当CFD计算结果切向动量判据和能量判据吻合程度均达到10％以内时，即可认为CFD计算结果达到网格无关，计算结果是可信的。

摘要： CFD可信度评估是目前计算流体力学关注的热点。除了实验对照、解析解比较、网格收敛性分析方法外，中科院力学所高智研究员提出的“高”判据”评估方法也逐渐受到关注。本文简要分析了“高”判据方法用于评估CFD结果的实质，认为“高”判据方法实际上是网格收敛性分析的一种巧妙的代替，从理论上找到一个网格收敛分析的标准，即“高”判据。而”高”判据的吻合程度可以代替网格收敛性的程度。本文还分析了直接从简化Navier-Stocks方程出发，结合壁面边界条件所简化出得出的准则表达式与根据粘性／无粘干扰剪切流(ISF)理论简化得出的“高”判据之间的关系。并通过一个来流马赫数为2.15的平板激波一层流边界层干扰的CFD计算结果的评估，再结合实验结果、网格收敛性分析结果，初步提出了两个无量纲的壁面判据。认为当CFD计算结果切向动量判据和能量判据吻合程度均达到10％以内时，即可认为CFD计算结果达到网格无关，计算结果是可信的。

摘要： CFD可信度评估是目前计算流体力学关注的热点。除了实验对照、解析解比较、网格收敛性分析方法外，中科院力学所高智研究员提出的“高”判据”评估方法也逐渐受到关注。本文简要分析了“高”判据方法用于评估CFD结果的实质，认为“高”判据方法实际上是网格收敛性分析的一种巧妙的代替，从理论上找到一个网格收敛分析的标准，即“高”判据。而”高”判据的吻合程度可以代替网格收敛性的程度。本文还分析了直接从简化Navier-Stocks方程出发，结合壁面边界条件所简化出得出的准则表达式与根据粘性／无粘干扰剪切流(ISF)理论简化得出的“高”判据之间的关系。并通过一个来流马赫数为2.15的平板激波一层流边界层干扰的CFD计算结果的评估，再结合实验结果、网格收敛性分析结果，初步提出了两个无量纲的壁面判据。认为当CFD计算结果切向动量判据和能量判据吻合程度均达到10％以内时，即可认为CFD计算结果达到网格无关，计算结果是可信的。

摘要： CFD可信度评估是目前计算流体力学关注的热点。除了实验对照、解析解比较、网格收敛性分析方法外，中科院力学所高智研究员提出的“高”判据”评估方法也逐渐受到关注。本文简要分析了“高”判据方法用于评估CFD结果的实质，认为“高”判据方法实际上是网格收敛性分析的一种巧妙的代替，从理论上找到一个网格收敛分析的标准，即“高”判据。而”高”判据的吻合程度可以代替网格收敛性的程度。本文还分析了直接从简化Navier-Stocks方程出发，结合壁面边界条件所简化出得出的准则表达式与根据粘性／无粘干扰剪切流(ISF)理论简化得出的“高”判据之间的关系。并通过一个来流马赫数为2.15的平板激波一层流边界层干扰的CFD计算结果的评估，再结合实验结果、网格收敛性分析结果，初步提出了两个无量纲的壁面判据。认为当CFD计算结果切向动量判据和能量判据吻合程度均达到10％以内时，即可认为CFD计算结果达到网格无关，计算结果是可信的。

摘要： 本发明提出了一种激波/边界层干扰控制器，通过将湍流分离包下游的高静压流体引入回流通道，并经过翅片状涡流发生器导流后从湍流分离包上游喷出产生旋涡，利用此旋涡结构向湍流分离包输送高能流体以减小分离造成的流动损失。本发明结构简单，易于实现，经实例验证后能够取得预期效果。

摘要： 本发明的一种适用激波/边界层干扰及防热研究的标模布局设计方法包括：步骤一，确定飞行器左右宽度轮廓线；步骤二，确定飞行器上下表面轮廓线；步骤三，设计x=L处截面曲线；步骤四，设计x=xB处截面曲线；步骤五，设计点B之后到点C的截面曲面；步骤六，设计x=L1处的截面曲线；步骤七，设计点B之前的截面曲面；步骤八，设计点E到点E1的截面曲面；步骤九，设计点E到点E1的截面曲线下部压缩拐角区域截面曲面；步骤十，将步骤五、步骤八、步骤九得到的截面曲面关于zx平面对称；将步骤六所得曲面分别关于zx平面、xy平面对称。本发明能够设计出适用于激波/边界层干扰及防热研究的标模布局。

摘要： 提供一种利用电弧放电等离子体激励器调控超音速压气机层流叶型激波/边界层干扰的装置，包括栅板(1‑1)、陶瓷叶片(1‑2)和/或金属叶片(1‑3)、激励器(1‑4)、高压脉冲电源(1‑5)。还提供一种利用电弧放电等离子体激励器调控超音速压气机层流叶型激波/边界层干扰的方法，包括：叶片激波系结构确定；等离子体激励器布局方式设计；激励器/叶片耦合布置；控制性能评估。本发明提供的等离子体流动控制装置和方法具有响应时间短、激励频带宽、激励强度大、没有运动部件、结构简单等优点，在压气机内部复杂流动控制上具有非常明显的技术优势。

摘要： 本发明公开了一种基于次流循环阵列的激波/边界层干扰控制装置及自适应控制方法中，该装置包括位于流场内的壁板；壁板内设有次流通道，次流通道的一端通过排气槽与流场的上游相通，另一端通过若干呈阵列分布的进气槽与流场的下游相通；进气槽上设有开关结构，以控制各进气槽自适应开关。本发明应用于高超声速进气道内流场流动控制技术领域，其进气槽分布范围较大，当来流马赫数变化时或者流场压力产生振荡时，斜激波位置发生变化，但仍然在进气槽阵列范围内，能形成一个有效的次流循环通路以抑制边界层分离，从而实现宽速域高超声速飞行器进气道内流场激波/边界层干扰现象的控制，且本发明是无源被动控制装置，有着结构简单易实现的优点。

摘要： 本发明提出了一种激波/边界层干扰控制器，通过将湍流分离包下游的高静压流体引入回流通道，并经过翅片状涡流发生器导流后从湍流分离包上游喷出产生旋涡，利用此旋涡结构向湍流分离包输送高能流体以减小分离造成的流动损失。本发明结构简单，易于实现，经实例验证后能够取得预期效果。

摘要： 本发明的一种适用激波/边界层干扰及防热研究的标模布局设计方法包括：步骤一，确定飞行器左右宽度轮廓线；步骤二，确定飞行器上下表面轮廓线；步骤三，设计x=L处截面曲线；步骤四，设计x=xB处截面曲线；步骤五，设计点B之后到点C的截面曲面；步骤六，设计x=L1处的截面曲线；步骤七，设计点B之前的截面曲面；步骤八，设计点E到点E1的截面曲面；步骤九，设计点E到点E1的截面曲线下部压缩拐角区域截面曲面；步骤十，将步骤五、步骤八、步骤九得到的截面曲面关于zx平面对称；将步骤六所得曲面分别关于zx平面、xy平面对称。本发明能够设计出适用于激波/边界层干扰及防热研究的标模布局。

摘要： 提供一种利用电弧放电等离子体激励器调控超音速压气机层流叶型激波/边界层干扰的装置，包括栅板(1‑1)、陶瓷叶片(1‑2)和/或金属叶片(1‑3)、激励器(1‑4)、高压脉冲电源(1‑5)。还提供一种利用电弧放电等离子体激励器调控超音速压气机层流叶型激波/边界层干扰的方法，包括：叶片激波系结构确定；等离子体激励器布局方式设计；激励器/叶片耦合布置；控制性能评估。本发明提供的等离子体流动控制装置和方法具有响应时间短、激励频带宽、激励强度大、没有运动部件、结构简单等优点，在压气机内部复杂流动控制上具有非常明显的技术优势。

摘要： 一种进气道激波边界层干扰特性测量方法，首先根据风洞试验模拟相似性准则为发动机进气道设计缩比框架式试验模型；在缩比框架式试验模型的待测量区域喷涂压敏漆，构建PSP测量系统，用于测量进气道内表面压力分布特性、激波的大小、位置、激波边界层的流态发展和表面涡流近似摩擦力线分布特性；搭建PIV测量系统，用于测量进气道内流场的速度场信息和波系结构；搭建纹影测量系统，用于测量进气道内层流湍流流态变化和边界层厚度。本发明能够有效弥补现有进气道实验项目参数测量的不足，对典型激波边界层干扰流动结构、分离特征、激波串流场提供全局、直观辨识方法。

摘要： 本发明涉及一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置，包括：电弧加热器、超声速喷管、钝楔、试验模型和气压作动器，电弧加热器放置在风洞试验段的上游，超声速喷管连接在电弧加热器上，钝楔连接在气压作动器上，放置于超声速喷管的正对气流的喷口处，试验模型与超声速喷管以一定攻角与超声速喷管外壁连接；电弧加热器工作后，产生的高温高速气流由超声速喷管喷出，气压作动器控制钝楔置于超声速喷管的正对气流的喷口处。采用钝楔和高温气流产生的激波与模型表面的边界层产生的干扰现象，提高试验模型干扰区域的表面压力和表面热流，实现提高试验模拟参数目的，该发明方法简单，试验装置成熟可靠，可大大提高了气动热试验的地面模拟能力。

摘要： 本实用新型涉及一种利用激波边界层干扰的气动热试验装置，包括：电弧加热器、超声速喷管、钝楔、试验模型和气压作动器，电弧加热器放置在风洞试验段的上游，超声速喷管连接在电弧加热器上，钝楔连接在气压作动器上，放置于超声速喷管的正对气流的喷口处，试验模型与超声速喷管以一定攻角与超声速喷管外壁连接；电弧加热器工作后，产生的高温高速气流由超声速喷管喷出，气压作动器控制钝楔置于超声速喷管的正对气流的喷口处。采用钝楔和高温气流产生的激波与模型表面的边界层产生的干扰现象，提高试验模型干扰区域的表面压力和表面热流，实现提高试验模拟参数目的，该实用新型方法简单，试验装置成熟可靠，可大大提高了气动热试验的地面模拟能力。