边界层转捩

摘要： 聚焦激光差分干涉法(Focused Laser Differential Interferometry,FLDI)作为一种非介入式高时空分辨率的测试手段,适用于高超声速风洞等极端实验环境。从典型FLDI的光路设计出发,介绍了FLDI技术的测量原理以及空间滤波特性;梳理了近年来国内外研究者为满足不同气动问题的研究需求,对典型FLDI技术做出的一系列改进;介绍了FDLI技术在超声速以及高超声速流场(包括高超声速自由流来流扰动、高超声速边界层不稳定波与转捩以及超声速射流噪声辐射等)测量中的应用。本综述展现了FLDI技术在超声速以及高超声速流场测量中的潜力,为后续开展FLDI技术的改进及相关高超声速流场精密测量提供参考。

摘要： 为了研究局部凸起对边界层转捩的影响,采用转捩SST模型分别对亚临界、临界和超临界状态下带突起的圆柱绕流问题进行了数值模拟,分析了不同Reynolds数下带突起的圆柱绕流问题的近壁面流动特征以及表面时均压力与摩擦力系数的分布和凸起对圆柱表面流动分离以及转捩的影响,对比了有无凸起两侧圆柱表面时均压力、摩擦力系数的不同.结果表明当来流Reynolds数处于临界区时,气流在圆柱上表面凸起处形成了3个反向旋转的漩涡,之后随着θ的增大,发生了流动分离和流动转捩现象;对于不同Reynolds数下的来流,圆柱上表面的凸起可以使气流发生转捩的位置提前;圆柱上表面的凸起使流速增大、压强降低,从而导致圆柱产生升力,随着来流Reynolds数的增大,其升力逐渐变大.

摘要： 转捩测量是实现飞行试验科学目标的关键,针对转捩测量的特殊需求,开展了高速飞行环境下力/热参数测量和大规模高密度测点布局技术研究,建立了精细化转捩测量方案,测点数目超过200个;同时开展表面台阶和传感器安装不共型偏差控制方法研究,显著减小了飞行过程中飞行器的表面阶差。飞行试验获得圆满成功,试验结果表明:转捩测量系统工作正常,获取全部有效数据,验证了建立的转捩测量方案的正确性。本次飞行试验首次获取了高速(Ma>6)有控条件下特定姿态的圆锥基础外形的转捩阵面精细型貌、转捩推进过程和脉动压力特性等宝贵的测量数据,为推动高速边界层转捩理论研究提供了重要的支撑。

摘要： 针对升力体飞行器外形设计了圆球和椭球两种头部外形,在中国空气动力研究与发展中心Φ0.6m激波风洞上,采用磷光热图和薄膜热流传感器两种热流测试技术,开展了升力体迎风面转捩特性试验研究。试验来流马赫数为8,单位雷诺数分别为4.1×10^(6) m^(-1)、2.7×10^(7) m^(-1),模型攻角10°,结果分析表明:相同流场条件下,不同外形的端头对迎风面边界层的转捩过程具有明显的影响,圆球端头的转捩发展过程明显的表现为由中心线向两侧逐渐扩展,转捩发生位置较椭端头外形靠前;椭球端头的转捩靠后,且转捩过渡带明显较短。

摘要： 针对高超声速边界层转捩飞行试验研究的需要,通过一体化的变厚度薄壁测温和热流辨识方法,利用测量薄壁内壁温度辨识表面热流可实现飞行器表面转捩位置的测量。考虑到飞行器高速飞行过程中表面气动加热和振动环境要求,对测量结构和机体结构开展了一体化模块设计,提高了测量结构的整体承载抗热振能力;利用热振联合地面试验系统,在飞行状态地面模拟条件下,对测热部件进行了热振联合试验考核,验证了测量结构的安全性和可靠性。地面热振联合试验和飞行试验结果表明,该型转捩测量结构可承受飞行条件气动加热和振动环境,能迅速地响应和准确地反映气动加热环境热流的变化,可准确捕捉飞行条件下高超声速边界层转捩现象。获取的热流转捩测量数据,可为高超声速转捩预测计算模型提供校准数据。

摘要： 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.

摘要： 转捩边界层内壁面摩擦和传热特性急剧变化,转捩区的速度和温度分布特性研究具有重要理论意义.以外掠平板空气为研究对象,将自然转捩边界层沿厚度方向划分为层流底层和准湍流层两部分,采用三次多项式代表层流底层、1/7.5和1/7幂指数函数代表准湍流层速度和温度分布,利用积分方法建立了动量和能量积分方程组,获得了转捩区速度场和温度场的显式表达式,同时确定了壁面摩擦系数和努塞尔数大小,通过四阶龙格-库塔算法获得了动量和热边界层厚度大小,同数值解、Dhawan&Narasimha解(D-N解)和Coupland基准实验结果对比表明,给定条件下理论解精度达到4.8％,证明了理论模型的正确性,对提出的转捩边界层特征参数进行了参数研究,并给出间歇因子对层流底层的影响规律.

摘要： 受自然界鸟类羽毛的柔性特征启发,利用数值模拟的手段进行了各向异性柔性壁面对亚音速边界层中T-S(Tollmien-Schlichting)波空间演化的影响研究.首先,刚性壁面上的数值结果与线性理论预测的结果吻合得很好,验证了所采用的高阶精度格心型有限差分方法的可靠性.在此基础上,将部分刚性壁面替换为柔性壁面,结果表明柔性壁面能够减小甚至消除T-S波的不稳定增长区间,即抑制T-S波的发展,因而具有推迟边界层转捩的潜力.柔性壁面的变形不仅有对应T-S波波形的成分,还会因柔性段前缘引起波长更长,与T-S波频率相同的壁面波动.随后开展的参数研究表明,增大壁面阻尼削弱了前缘引起的壁面波动;增大壁面的刚度、张力以及弹性系数都会使得壁面的刚性增强,整体变形幅度下降;柔性壁面的支撑杠杆臂倾角越大,壁面刚性越强.以上参数的增大均会使得柔性壁面抑制T-S波的效果降低.此外,当流动反方向流过时,抑制T-S波的效果也会明显下降.这些研究结果旨在揭示鸟类高效飞行的部分奥秘,为被动减阻提供新的思路.

摘要： 为了对翼型动态实验中边界层转捩的测量问题及脉动压力信号处理方法进行研究,开展了翼型动态风洞实验,对不同振荡频率下的翼型表面边界层脉动压力特点及转捩判定方法进行分析.结果表明,基于脉动压力均方根值的转捩判定方法同样适用于翼型动态实验,动态实验下的脉动压力均方根值大于相同状态下的静态实验,且具有多个峰值,第一峰值位置具有很强的转捩特征,可以用其判定转捩.同时,动态转捩位置相对于静态有所提前.

摘要： 为验证边界层转捩对高超声速飞行器气动特性的影响,采用改进的k-ω-γ转捩模式对类X-51A高超声速飞行器进行了全机边界层转捩预测.不仅系统分析了飞行攻角和雷诺数对边界层转捩的影响规律,同时研究了边界层转捩对飞行器气动力和进气道性能的影响.发现边界层转捩对飞行器升力系数和俯仰力矩系数影响较小,对阻力系数影响较大.针对本文算例,全层流计算较转捩计算预测的阻力系数偏低可达20％～30％.此外,边界层转捩可减小高超声速飞行器前体压缩面拐角处的分离,降低喉道截面马赫数、提高增压比.以上研究结果可为高超声速飞行器的控制系统和推进系统设计提供技术参考,显示了改进的k-ω-γ转捩模式具有较大的工程应用潜力.

摘要： 减小摩擦阻力和气动加热对改善飞行器的性能具有重要意义,因此以减阻和防热为目的的边界层转捩和湍流的控制因其广阔的应用前景而成为湍流研究的重点之一.本文采用大涡模拟方法,对马赫数为4.5的超声速平板边界层在不同壁面温度下的空间转捩过程进行了数值模拟,研究壁面冷却对边界层转捩过程的影响.通过对三种壁面冷却条件下的边界层转捩过程的对比分析可知:壁面冷却改变了边界层内平均流速度剖面,提高了流场的稳定性,从而延缓了转捩的发生,且其延缓的效果随壁面温度的降低更为明显;同时壁面冷却对转捩过程中大尺度涡结构的生成和发展具有一定的抑制作用.

摘要： 为在高速风洞实验中应用红外热像(IRT)技术探测边界层转捩,形成高效率、高精度的实验技术,本文研究IRT的使用条件与金属模型表面处理方法.在0.2米暂冲式风洞进行NACA0012翼型转捩探测实验研究,通过加热的方式提高气流与模型表面温度差,分析温度差对热图拍摄效果的影响;通过分别在金属模型表面喷隔热漆、贴木纹纸进行实验,探索可改善金属模型热图拍摄效果的表面处理方式.结果表明提高模型与气流温度差,可增加热图信噪比、提高层流区与湍流区的对比度;以原子灰为底喷隔热漆的方法,可有效减少涂层厚度,能加强对比度;模型表面贴木纹纸也能加强对比度,并且增加厚度最小.

摘要： 本文采用直接数值模拟方法和多重直接力-内嵌边界法对由固定在平板上方的单个圆球诱导的平板边界层转捩进行模拟，讨论空气边界层流经圆球时脱落的发夹涡的动力学行为及涡的再生过程，分析圆球所引起的平板边界层内的速度变化和压力变化，及其引起的边界层内的阻力系数的变化。同时，与平板边界层发展进行对比研究，总结出圆球对平板边界层转捩的影响。

摘要： 边界层转捩的准确预测对模拟水翼绕流十分重要.原始γ-Reθt转捩模型应用于高雷诺数水翼边界层转捩时预测的转捩位置与实测值存在较大差异.本研究对原始γ-Reθt转捩模型进行改进,在原始模型关联函中引入修正函数,并将新关联函数在ANSYS-CFX中通过CEL(CFX Expression Language)实现.改进后的模型考虑了高雷诺数下涡黏系数比过大对转捩预测的影响.将改进模型应用于不同湍流度和雷诺数下水翼绕流计算,并与原始模型以及实验数据进行对比,验证了改进模型的有效性和准确性.

摘要： 边界层转捩是高超声速飞行器设计过程中一个极为重要的问题。在JF8A激波风洞M=6.4流场中,对连续压缩曲面前体模型开展了测热试验,确定了斜坡型和钻石型两种强制转捩装置的转捩效果,并分析了转捩装置高度对前体表面热流分布的影响.试验发现,钻石型和斜坡型转捩装置都导致前体表面热流增加,并将自然转捩的位置明显提前,而转捩装置高度达到有效高度后,高度的变化对下游前体热流分布几乎没有影响.另外,强制转捩装置会导致横向热流分布出现梯度,左右不对称.

摘要： 海豚在水中速度可达40公里每小时，要想如此高速游动必须有效降低阻力.本文从边界层理论入手，研究海豚的减阻机理，并给予数学论证.最终得出海豚通过柔顺的皮肤进行减阻，主要是控制边界层减少紊流(湍流)，延迟边界层转捩.

摘要： 本文回顾了高超声速气体热力学相关的一些重要研究进展，探讨几个具有基础性的研究方向：即高超声速流动模拟方法；高温气体热化学反应机制；高超声速流动的滞止区域研究；高超声速边界层转捩和激波/激波粘性相互作用。这些问题和高温真实气体效应密切相关，对高超声速科技发展的突破起着关键性的作用。

摘要： 使用高精度数值模拟方法研究声学超表面对高超声速边界层内扰动模态传播的抑制作用.阐释了两种声学超表面微结构(吸声型与近零阻抗型)与边界层内扰动模态的相互作用机理,同时对超表面的铺设位置给出建议.研究表明,吸声型超表面通过微缝隙吸声作用,耗散了Mack第二模态能量,达到了抑制转捩的作用,而近零阻抗超表面通过壁面相位相反抵消方式改变模态形态,达到抑制转捩的作用.声学超表面的铺设位置对扰动模态的传播极其关键,当超表面位于F模态与S模态同步点之前时,将放大扰动,促进Mack第二模态的发展,反之,将会抑制扰动.

摘要： 使用高精度数值模拟方法研究声学超表面对高超声速边界层内扰动模态传播的抑制作用.阐释了两种声学超表面微结构(吸声型与近零阻抗型)与边界层内扰动模态的相互作用机理,同时对超表面的铺设位置给出建议.研究表明,吸声型超表面通过微缝隙吸声作用,耗散了Mack第二模态能量,达到了抑制转捩的作用,而近零阻抗超表面通过壁面相位相反抵消方式改变模态形态,达到抑制转捩的作用.声学超表面的铺设位置对扰动模态的传播极其关键,当超表面位于F模态与S模态同步点之前时,将放大扰动,促进Mack第二模态的发展,反之,将会抑制扰动.

摘要： 使用高精度数值模拟方法研究声学超表面对高超声速边界层内扰动模态传播的抑制作用.阐释了两种声学超表面微结构(吸声型与近零阻抗型)与边界层内扰动模态的相互作用机理,同时对超表面的铺设位置给出建议.研究表明,吸声型超表面通过微缝隙吸声作用,耗散了Mack第二模态能量,达到了抑制转捩的作用,而近零阻抗超表面通过壁面相位相反抵消方式改变模态形态,达到抑制转捩的作用.声学超表面的铺设位置对扰动模态的传播极其关键,当超表面位于F模态与S模态同步点之前时,将放大扰动,促进Mack第二模态的发展,反之,将会抑制扰动.

摘要： 一种基于宏观孔隙结构的低压涡轮边界层强制转捩装置，所述孔隙结构布置于整个低压涡轮叶片的表面，孔隙率为0.5％～2％，孔隙直径为0.1～2mm，相邻孔隙的间距为0.1～2mm，孔隙深度为0.1～2mm，所述相邻孔隙的间距、孔隙深度、孔隙直径的取值一致。所述孔隙结构采用三维编织技术中的二步编织法所构成。编织物预制体的编织角为25°～45°。编织物预制体的纤维平均直径9～15μm，纤维体积分数30％～45％。通过设计合理的孔隙结构，实现低压涡轮边界层的提前转捩，达到提升发动机性能的效果。

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。

摘要： 本发明提出了一种基于温降热成像的叶轮机械叶片表面边界层转捩测试方法，首先在叶轮机械叶片表面涂上一层具有低导热率和高反射率的涂层，通过采用瞬态光脉冲(例如，由闪光灯或激光产生)加热叶片表面，使涂层最外层升温。关闭光源后，使用高速红外摄像头检测每个像素的温度下降情况。这种温度下降在后处理算法中进行评估，得出与传热系数和壁面剪切应力成正比量，精准捕捉叶轮机械叶片表面边界层层流、转捩及湍流特征，从而为叶轮机械精细化设计提供先进测试技术。

摘要： 本发明涉及一种壁面加热/冷却的水下平板边界层转捩位置的预测方法，包括以下步骤：确定计算工况；针对壁面加热/冷却的水下平板边界层，建立层流基本流二维定常有量纲的边界层方程，再进一步推导出考虑粘度、热传导系数随温度变化的Blasius方程，从而获得步骤一中所确定工况下的壁面加热/冷却的水下平板边界层的层流基本流流场；对壁面加热/冷却的水下平板边界层进行稳定性分析，得到各频率小扰动增长率沿着流向的分布即增长率云图；计算壁面加热/冷却的水下平板边界层小扰动沿流向最大增长倍数；预测壁面加热/冷却的水下平板边界层的转捩位置。

摘要： 本发明公开了一种分布式粗糙元诱导转捩预测方法，方法包括：引入一个粗糙元放大因子Ar输运方程来描述壁面粗糙度对边界层转捩的影响机理和作用效果，Ar与壁面粗糙程度直接相关，其由边界条件给定，方程的对流和扩散项允许Ar被输运到流场中，以此反映壁面粗糙的历史效应和非当地效应对转捩的影响。而壁面粗糙程度根据实体外形壁面情况换算成等效粗糙度ks直接输入。本粗糙元诱导转捩预测模块在γ‑Reθ转捩模型的框架上添加，其与γ‑Reθ模型的耦合通过在动量厚度雷诺数输运方程中添加粗糙元源项实现。最后，为反映全湍流区域粗糙壁面的热流值较光滑湍流壁面大的现象，对湍动能比耗散率输运方程的边界条件进行了修正。

摘要： 本发明公开了一种高超声速边界层转捩数据天地相关性方法，首先采用高超声速风洞和真实飞行条件下来流噪声级的差值计算边界层厚度差值；然后采用边界层厚度差值修正风洞来流单位雷诺数；最后采用修正的来流单位雷诺数计算获得边界层转捩雷诺数的预测值，从而实现基于风洞试验数据预测真实飞行条件下边界层转捩的目的。本发明是一种在高超声速边界层转捩领域，基于地面风洞试验数据实现真实飞行条件下边界层转捩预测的方法，该方法操作简单、预测精度高。

摘要： 本发明涉及一种预报超疏水表面曲面边界层转捩位置的方法，包括下列步骤：划分计算域网格，其中，在曲面几何体壁面的近壁区，绘制一层或者多层垂直曲面的网格；模拟曲面几何体壁面的的超疏水表面，列出壁面滑移速度边界条件；在计算域网格上求解NS方程，计算超疏水表面曲面边界层的流场，并插值到曲面几何体表面沿法向的正交化网格下，获得各处的壁面切向速度分量剖面；基于线性稳定性理论，分析超疏水表面曲面边界层流场的流动稳定性，获得各频率扰动波幅值沿流向的增长率；计算其最大增长倍数，预报超疏水表面曲面边界层的自然转捩位置。