转捩

摘要： 横流效应显著影响高超声速飞行器的三维边界层转捩过程,深化对该流动机制的认识有助于提升和改善飞行器气动性能及热力学环境.针对HIFiRE5椭圆锥绕流问题,采用大涡模拟方法计算分析了超声速边界层横流转捩特性,并揭示其中的流动机理.参考HIFiRE5风洞模型试验条件,数值模拟中椭圆锥来流入口处施加人工速度扰动以激发边界层内不稳定扰动波,进而预测了高超声速边界层流动横流失稳、转捩过程等基本流动特征,并基于转捩热流分布形态对比,获得了与试验数据基本吻合的计算结果.研究发现,椭圆锥中心线流动汇聚形成的流向涡结构非常容易失稳,另外在中心线及侧缘之间的中部区域存在较强的横流不稳定性,两种机制共同作用影响边界层转捩过程.此外,分析了来流扰动幅值对边界层横流失稳转捩的影响,并发现静来流条件下,横流区域出现两组独立的定常横流涡结构,而强噪声来流条件下,中心线主涡和中部横流涡均发生失稳转捩,且在椭圆锥表面形成多峰状的转捩阵面.最后,深入分析流场的压力脉动动力学特性,揭示了三维边界层发生失稳转捩的非线性演化机制.

摘要： 在高超声速静音风洞内,通过基于纳米粒子示踪的平面激光散射(nano-tracer-based planar laser scattering,NPLS)技术、高频压力传感器和温敏漆(temperature sensitive paints,TSP)技术开展了0°攻角条件下7°直圆锥高超声速边界层转捩相关实验研究,得到了圆锥边界层由层流发展至湍流完整过程的NPLS图像,清晰地展示了第2模态波的“绳状”结构,尖锥与钝锥边界层的NPLS结果表明尖锥边界层转捩中第2模态波占主导,而钝锥边界层在转捩前出现波长约为第2模态波波长5倍(甚至更长)、特征频率不高于31 kHz的狭长涡结构;采用功率谱密度(power spectrum density,PSD)分析、互相关和N值计算对高频脉动压力数据进行分析,得到了边界层内扰动波的发展规律,在尖锥和钝锥中均观察到了沿流向第2模态波幅值先增大后减小、特征频率逐渐降低,低频成分逐渐增加,表明边界层发展过程中第2模态率先发展达到饱和,而后逐渐衰减,而低频模态则逐渐发展;通过TSP技术得到了不同单位Reynolds数下的圆锥表面温升分布,结果表明,随单位Reynolds数增大,边界层转捩阵面前移.

摘要： 零压力梯度平板边界层转捩问题是计算流体力学中的一个非常经典的问题,通过采用数值模拟的方法,研究了二维零压力梯度平板边界层中层流向湍流过渡的问题,探究了平板边界层理论中位移边界层厚度在不同来流自由流湍流强度下的变化规律。采用SST transition四方程转捩模型,模拟了零压力梯度平板对入口不同自由流湍流强度的位移边界层的计算结果。通过分析计算结果和对比相关实验,得出位移边界层厚度变化的规律。研究结果表明,自由流湍流强度大小为1%是一个分界线:在自由流湍流强度大于1%的前提下,随着湍流强度的减小,位移边界层厚度沿着流向方向的变化曲线在转捩区域出现下凹现象,且随着湍流强度减少,下凹现象越来越明显;在自由流湍流强度小于1%的提前下,湍流强度接近1%,位移边界层厚度沿着流向方向的变化曲线在转捩区域出现下凹现象,但是随着湍流强度减少,下凹现象逐渐消失。

摘要： 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-Re_(θt)(Re_(θt)为转捩动量厚度雷诺数,γ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.结果表明:全湍状态下粗糙前缘不改变NACA0012翼型的后缘失速形态,但失速迎角及最大升力系数显著减小.转捩状态下,粗糙前缘抑制前缘层流分离泡的形成,将翼型的前缘失速类型改变为后缘失速,失速迎角及最大升力系数显著增大.

摘要： 为了加深对压气机静叶吸力面的流动分离研究与理解,本文使用URANS模型瞬态模拟扰流棒产生的周期性低频尾迹来流与平板表面的流动分离转捩之间的交互作用。在平板前缘约3%自由流湍流度,进口雷诺数70000的条件下,通过计算折合频率f+=0.5对应的平板表面流动状态,揭示了低频来流尾迹与分离剪切层内部运动之间的交互作用。结果表明:来流尾迹导致边界层分离点略微提前,同时由于周期性的移动而没有确定的再附着点。尾迹能量输入导致分离泡被压缩拉长是分离泡抑制的具体过程,大约持续0.125个扰流棒周期。分离转捩区内高能震荡区在x/L=0.65左右,约为180~200 Hz。本文流场环境条件下,流向条纹Kelvin-Helmholtz不稳定性和尾迹振荡能量的输入共同导致了边界层的转捩,其间未见明显的Tollmien-Schlichting不稳定性。

摘要： 作为流动与传热相互耦合的非线性过程,热毛细对流有着复杂的转捩过程,探究流场和温度场随参数变化而发生的分岔现象,是热毛细对流研究的一个重要课题.基于本征正交分解的POD-Galerkin降维方法可以通过提取特征模态,构建低维模型,实现流场的快速计算.数值分岔方法可以通过求解含参数动力系统的分岔方程,直接计算稳定解和分岔点.探究了将直接数值模拟方法、POD-Galerkin降维方法、数值分岔方法的优势结合,以提高热毛细对流转捩过程分析效率的可行性.利用直接数值模拟得到的流场和温度场数据,构建了不同体积比下,二维有限长液层热毛细对流的POD-Galerkin低维模型,在低维模型上采用数值积分及数值分岔方法计算了分岔点,得到了低维方程的分岔图.在一定参数范围内,在低维模型上模拟热毛细对流,对雷诺数和体积比进行参数外推,通过与直接数值模拟的结果对比,验证了低维模型的准确性与鲁棒性.说明了低维方程可以定性反映原高维系统的流动特性,而定量方面,由低维模型和直接数值模拟计算得到的周期解频率的相对误差大约为5%.验证了利用POD-Galerkin降维方法研究热毛细对流的可行性.

摘要： 为了分析叶片前缘形状对吸力面边界层3维流动过程的影响,对1组具有不同前缘形状的叶栅进行试验与数值模拟。以2维结论为基础,利用数值计算建立了前缘对吸力面边界层的2维影响与3维影响之间的联系。结果表明:对于1个竖直叶栅,端壁附近的展向截面吸力面边界层早期的发展过程主要保持2维特性,且这一特性能对边界层的3维流动产生直接影响。展向截面边界层形状因子与边界层展向流动趋势直接相关,在分离泡区域内,形状因子较大,使得边界层展向流动的趋势急剧增加,低能流体沿展向大幅发展。通过试验考察不同前缘叶型的竖直叶栅出口总压损失和出口气流角的展向分布发现,在2维计算中优秀的前缘造型或特定的前缘形状均能改善吸力面边界层的3维流动,有效减小整体的总压损失。

摘要： 高超声速边界层转捩控制一直是空气动力学研究的热点。粗糙元延迟边界层转捩作为近些年才开始研究的内容,目前仍有诸多现象与机理尚未探究清楚。借助于华中科技大学Φ0.25 m Ma6 Ludwieg管风洞,本文研究了不同位置单粗糙元、多粗糙元与在不同来流情况下粗糙元对边界层转捩以及第二模态不稳定波发展的影响。风洞实验使用PCB132系列高频压力传感器获取尖锥壁面压力脉动信息,通过傅里叶积分变换与互相关分析获取压力脉动功率谱密度与第二模态不稳定波传播速度,对PSD数据计算获取第二模态不稳定波增长率。结果表明,当第二模态不稳定波经过粗糙元时,不稳定波幅值会有明显的减小,但其频段不稳定波的增长率会增大并最终导致转捩的结束点被提前。同时,粗糙元对第二模态不稳定波传播速度无明显影响。

摘要： 首先对比了天上飞行状态与地面风洞状态下钝锥边界层的转捩特性,然后利用基于线性稳定性理论的eN方法对飞行状态与风洞状态下的钝锥边界层进行了转捩预示,最后研究了壁温比对高速钝锥边界层的稳定性及转捩的影响。研究结果表明,在低壁温比条件下,圆锥迎风中心与侧面的边界层先于两者之间区域转捩,转捩形貌与飞行实验结果相似;在高壁温比条件下,圆锥迎风面区域迟于侧面及背风面区域转捩,转捩形貌与风洞试验结果相似。壁温比是造成高速钝锥边界层转捩天地差异的重要影响因素。

摘要： 目的 获得钝锥在风洞实验连续变雷诺数过程中表面脉动压力的变化规律.方法 基于利用超声速风洞,研究Ma=6、α=0°工况下,单位长度雷诺数从4.5×107 m?1连续变化为1.0×107 m?1过程中钝锥表面脉动压力时域、频域的变化规律.结果 在雷诺数从高到低变化过程中,钝锥表面测点脉动压力时域信号幅值出现了瞬间下降现象.基于自由来流动压归一化脉动压力时域信号显示,转捩过程中归一化脉动压力较层流、湍流状态更高.从频域特性上看,10 kHz范围内,转捩过程中6 kHz附近能量优先增长,并且逐渐往整个低频段扩展,整个频段归一化功率谱密度较湍流状态更高.结论 在给定的马赫数与攻角工况下,湍流状态钝锥表面脉动压力归一化功率谱密度特性与来流雷诺数无关.边界层转捩时,基于来流动压归一化脉动压力功率谱密度较湍流更高,归一化脉动压力均方根系数约为湍流状态的2倍.环境工程及结构设计工程师在开展再入环境研究以及结构设计时应该对再入过程中出现的转捩现象予以关注.

摘要： 采用基于k-wssT湍流模型的Gamma-Thcta转捩模型对S809翼型和NREL Phase VI叶片进行了考虑转捩的气动力数值模拟,研究了转捩对其气动特性特别是失速特性的影响。首先对S809翼型在迎角0°-30°范围内开展了数值模拟,比较了转捩模拟和全湍流模拟获得的翼型升力系数和流场特征,发现前缘层流分离泡的存在显著影响了翼型的失速特性；然后对NREL Phase VI叶片开展了类似的数值模拟,结果显示转捩对叶片失速特性和翼型失速特件产生影响的作用方式是相似的。经过对以上数值模拟结果加以分析认为,转捩对翼型和叶片失速特性的影响主要通过前缘层流分离泡的作用体现出来,前缘层流分离泡的存在使翼型和叶片更早地进入深失速。

摘要： 超声速湍流机理的实验研究是一件十分困难的工作。在2000年以来，为了研究超声速成混合层及其气动光学问题，本研究小组在以下两个方面的研究中取得了进展：一是低噪声的超声速合层风洞研究，二是超声速流动精细结构测量和显示技术的研究。这两方面研究的进展，给超声速混合层湍流精细结构的研究奠定了基础。在研制的超声速混合层风洞中，以基于纳米技术的平面激光散射术、(NPLS)为基础，研究了超声速混合层从层流到湍流转捩过程K-H不稳定涡的空间结构，以及K-H不稳定涡的空间结构随着时间的发展过程。实验结果清晰地反映了湍流混合的不稳定性与转捩的精细结构，以及转捩过程的展向精细结构。从实验图像可以得到K-H不稳定涡的空间尺度和涡的波长，同时可以看出，超声速混合层湍流的K-H不稳定涡的结构整体向下游快速前进，本身变形速度相对较慢的规律。观察到超声速混台层转捩过程展向"羊角涡"结构。

摘要： 在研制的超声速混合层风洞中,以基于纳米技术的平面激光散射技术(NPLS)为基础,研究了超声速混合层从层流到湍流转捩过程K-H不稳定涡的空间结构,以及K-H不稳定涡的空间结构随着时间的发展过程。实验结果清晰地反映了湍流混合的不稳定性与转捩的精细结构。从实验图像可以得到K-H不稳定涡的空间尺度和涡的波长,同时可以看出,超声速混合层湍流的K-H不稳定涡的结构整体向下游快速前进,本身变形速度相对较慢。研究了压力不匹配对混合层流动稳定性和转捩的影响。

摘要： 高超声速边界层流动不稳定性和转捩是航空航天领域的关键基础问题之一飞行器的气动特性和热防护对层流转捩为湍流导致的气动力和气动热的变化极为敏感，高超声速边界层从层流转捩成为湍流，可以使飞行器表面摩擦阻力和壁面热流大幅度增加，从而对飞行器的气动设计、姿态控制、燃料消耗、结构设计和热防护产生重要影响为了研究高超声速边界层的流动稳定性和转捩机理，在高超声速炮风洞中，采用铂薄膜热电阻温度计壁面脉动热流测量技术，在自由来流马赫数6的高超声速炮风洞中，对半锥角为5°的尖锥模型，进行高超声速尖锥边界层流动稳定性和转捩的实验测量研究对测量得到的壁面脉动热流信号进行多尺度连续子波变换，分别用分尺度子波双谱和互双谱进行分析，利用条件采样和相位平均的方法提取出壁面脉动热流时间序列信号中的不稳定扰动波的相位平均特征波形及其沿尖锥表面流向的演化特征，分析不稳定扰动细节随边界层流向的发展和演化通过分析，清楚地辨识到在高超声速边界层流动中第一模态和第二模态扰动的发展和演化过程，发现各个特征频率扰动之间的耦合作用明显，通过子波系数模极大值方法检测壁面脉动热流信号的局部扰动，并利用条件采样和相位平均的方法，提取出不稳定扰动波的相位平均特征波形及其沿尖锥表面流向的演化特征。

摘要： 本文对气冷涡轮叶片C3X的Run158工况分别进行了三维和二维气热耦合计算，分析了各种湍流模型对叶片表面压力、温度以及传热系数分布的影响。结果表明，湍流模型对流场影响较小，对叶片温度分布影响较大，SST γ-θ转捩模型能更好地预测温度分布，但在吸力面侧由于转捩位置预测靠后导致该区域温度与实验值差别较大。工质物性参数变化与冷却通道进口条件设置也会对计算结果产生较大的影响。相比二维计算，三维计算结果更接近于实验值。

摘要： 本文采用商业软件CFX和SST湍流模型对平板加热下的边界层转捩进行了数值计算与验证,在此基础上采用流固耦合方法计算了Mark Ⅱ叶片表血温度和换热系数,并与实验进行对比,分析了两种工况下的转捩过程,得到了一些有益的结果.

摘要： 采用数值方法对两级低速压气机中径处的非定常流场进行模拟,对动静叶干扰下的压气机叶片附面层流动进行研究.通过建立的尾迹与附面层干扰模型结合叶片壁面摩擦力和附面层湍动能详细分析了尾迹和势流干扰对叶片附面层流动的影响.研究结果表明:在动静叶干扰的非定常条件下,尾迹能够诱导静叶层流附面层在尾迹干扰的局部范围内转捩发展为湍流状态,静叶吸力面附面层内动叶尾迹后的沉寂区的产生能够延长层流区的范围,同时高湍流度的尾迹具有抑制逆压梯度下附面层分离的作用.研究结果增加了低速压气机中叶栅间气动干扰对叶片附面层流动影响的认识。

摘要： 了解预测转捩与层流分离泡,对于低压高负荷叶片设计特别重要.为此,采用大涡模拟方法,对典型高负荷叶栅T106进行了模拟.计算描述了层流分离泡,给出了壁面压力、壁面摩擦力与近壁面回流时间系数的分布,从而准确预测了T106压力面上的层流分离、转捩、湍流再附现象.计算同时刻画了层流分离泡的非定常性质,给出了瞬时压力,进行了频谱分析,并观察到了瞬时涡等有意义的现象.计算同时表明二维大涡模拟计算结果可以复现出湍流的许多重要现象并满足工程需要。

摘要： 本文采用大涡模拟(LES)方法,对低雷诺数条件下周期性尾迹/层流分离泡的相互作用进行了数值模拟.计算域入口尾迹采用独立计算的平面尾迹流给出.对周期性尾迹作用下的层流分离泡进行了统计特性及瞬态流场分析,并与相同条件下的无尾迹流动进行比较.计算结果表明:在尾迹作用下,时均层流分离泡长度明显缩短,分离泡变小:相位平均的分离点/再附点随时间不断变化:从瞬态结果容易看出,尾迹诱导的流向涡结构是导致分离泡提前转捩的主要原因.

摘要： 为研究水翼表面粗糙带对空化的抑制效果，在NACA16 翼型吸力面添加一粗糙带，对在不同粗糙带情况下翼型的力学特性和周围流场进行了数值模拟研究，得到了升阻力系数、吸力面最低压力系数和近壁面湍动能随粗糙带变化的趋势，探讨了水翼表面粗糙带对抑制表面空化的效果。结果表明，随着粗糙带宽度和高度的增大，翼型周围流场的压强显著升高并使吸力面的最低压力高于饱和蒸汽压，从而抑制了空化的发生，其结果为认识粗糙带对水翼抗空蚀性能的影响提供了指导。

摘要： 本发明公开了一种基于简化三方程转捩模型的高超声速转捩预测方法。该方法在γ‑Re

摘要： 一种考虑转捩扰动因素的γ‑Reθt转捩模型标定方法，涉及边界层流动转捩领域。提出一种可实现考虑粗糙颗粒、横流、尾迹等扰动因素γ‑Reθt转捩模型的通用标定方法，通过分析扰动因素的相关特征，引入转捩判据的通用形式通过建立转捩判据系数α与扰动因素特征参数关系数据库来拟合出二者的函数关系，在此基础上，转捩预测对象可基于扰动因素特征参数匹配出与之相适应的转捩判据。提高了γ‑Reθt转捩模型预测扰动因素影响下边界层转捩位置的精度，同时也扩展模型在不同扰动因素特征下的应用。

摘要： 一种考虑转捩扰动因素的γ‑Reθt转捩模型标定方法，涉及边界层流动转捩领域。提出一种可实现考虑粗糙颗粒、横流、尾迹等扰动因素γ‑Reθt转捩模型的通用标定方法，通过分析扰动因素的相关特征，引入转捩判据的通用形式通过建立转捩判据系数α与扰动因素特征参数关系数据库来拟合出二者的函数关系，在此基础上，转捩预测对象可基于扰动因素特征参数匹配出与之相适应的转捩判据。提高了γ‑Reθt转捩模型预测扰动因素影响下边界层转捩位置的精度，同时也扩展模型在不同扰动因素特征下的应用。

摘要： 本发明公开了一种基于简化三方程转捩模型的高超声速转捩预测方法。该方法在γ‑Reθt转捩模型的基础上，通过引入当地化的压力梯度参数构建了新的转捩经验判定关系式，成功去掉了转捩动量厚度雷诺数Reθt的输运方程。在此基础上，通过耦合湍流/转捩模型可压缩修正方法实现了高超声速边界层流动转捩的模拟预测。本发明提出的高超声速转捩预测方法相比γ‑Reθt转捩模型，具有更为简单的转捩经验判定关系式，计算量有所下降，并且能够准确预测高超声速边界层转捩起始位置、转捩区域长度以及物面的热流和摩阻系数。

摘要： 本发明公开了高效促进转捩的涡流发生器凹腔设计方法及涡流发生器，该方法包括选取转捩促发涡流发生器，并通过试验或数值模拟获取所述涡流发生器的尾迹失稳主导频率；在所述涡流发生器上选定凹腔加工位置，并根据所述涡流发生器的尾迹失稳主导频率计算所述凹腔的开口流向尺寸；在所述凹腔加工位置按照计算出的开口流向尺寸加工凹腔。本发明利用尾迹失稳过程存在主导频率的特点，通过在涡流发生器上或涡流发生器前方加工自激振荡频率与尾迹主导频率一致的凹腔，从而通过被动控制方法引入一个脉动信号与尾迹失稳主导频率产生共振，能够大大提高涡流发生器促发转捩的效果。

摘要： 本发明涉及高超声速流动控制领域，公开了一种高超声速边界层转捩流动控制试验装置及方法，所述装置包括尾支撑、红外相机、弯刀机构；待测模型置于喷管和收集器之间的试验区，所述待测模型与尾支撑连接，尾支撑设置在弯刀机构的端部，弯刀机构前方设置红外相机，所述方法包括（1）将待测模型置于自由射流式高超声速风洞中；（2）模拟不同攻角；（3）拍摄不同攻角下的待测模型表面的温度场图像，判断转捩发生的位置；（4）将待测模型表面的可替换段更换为纳米表面替换段，重复步骤（2）、（3），获得不同的转捩流动控制效果的对比图像。本发明解决了高超声速边界层转捩过程细微变化难以捕捉、层流设计以及层流流动控制综合性能难以评估判断的问题。

摘要： 本发明公开了一种用于高超声速边界层转捩天地数据关联的方法，将高超声速边界层的转捩天地相关性函数采用Taylor级数展开，考虑控制变量间的耦合作用，并利用地面风洞实验结果预测飞行条件下的高超声速边界层的转捩位置。本发明解决了现有技术存在的对风洞实验的要求高、转捩预测精度不够高等问题。

摘要： 本发明实施例公开了一种用于水下航行器流场分析的转捩点检测方法，涉及流场特征检测领域，能够扩大应用范围，适用于更多的应用场景中，并且解决了转捩点单点估计的缺陷。本发明包括：接收客户端发送的流场初始信息，并根据流场初始信息建立流场模型；建立训练数据集和测试数据集；对训练数据集和测试数据集进行编码处理，得到的编码结果包括：训练数据集和测试数据各自对应的热力图；建立卷积神经网络预测模型，并通过训练数据集对深度卷积神经网络预测模型进行训练，并更新卷积神经网络预测模型的网络权重；在测试阶段，将测试数据输入训练后的卷积神经网络预测模型，之后，对卷积神经网络预测模型的输出进行解码，得到最终的转捩点坐标并返回给客户端。

摘要： 本发明涉及水介质中约束模型和自航模型表面边界层转捩测量技术领域，尤其是一种水介质中边界层转捩位置测量方法。其包括动态标定、实验设备安装、脉动压力时域信号同步测试、确定边界层转捩发生区域、转捩位置和转捩工况测量。本发明采用压电式高频脉动压力传感器阵列测试得到的脉动压力均方根和频谱特征，确定转捩发生区域；在转捩发生区域内，采用单点或多点测速技术测试瞬时速度场或壁面切应力，根据湍流度或切应力系数沿流向分布确定转捩位置；针对指定位置处转捩工况测量，根据脉动压力均方根和频谱特征随来流速度的变化，确定指定位置处转捩发生所对应的来流速度。

摘要： 本发明公开了一种考虑头部钝度效应的高超声速边界层转捩预测方法，在原始γ‑Reθ转捩模型中引入头部钝度雷诺数，结合风洞试验数据拟合形成的转捩动量厚度雷诺数修正函数关系式，实现对高超声速边界层的转捩预测。本发明提供一种考虑头部钝度效应的高超声速边界层转捩预测方法，通过在原始γ‑Reθ转捩模型用于实际高超声速飞行器的边界层转捩预测时，引入了头部钝度雷诺数，考虑了高超声速边界层“钝度反转”机理，并且所有计算操作均完全基于当地变量求解，适用于大规模并行求解技术和非结构网格技术。