【摘 要】
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针对亚音速飞行器及超/高超音速飞行器的典型流动,本文通过直接数值模拟研究了亚音速平板及超音速钝锥边界层湍流的转捩机理.文章第一部分,进行了来流马赫数为0.7的亚音速平
【机 构】
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中国科学院力学研究所,LNM实验室,北京,100080
【出 处】
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大型飞机关键技术高层论坛暨中国航空学会2007年年会
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针对亚音速飞行器及超/高超音速飞行器的典型流动,本文通过直接数值模拟研究了亚音速平板及超音速钝锥边界层湍流的转捩机理.文章第一部分,进行了来流马赫数为0.7的亚音速平板边界层在入口T-S波扰动下转捩的直接数值模拟.分析了转捩过程中发卡涡的形成和演化过程,展示了发卡涡诱发出发卡涡串、发卡涡导致雷诺应力集中以及发卡涡头部脱落等流动现象.文章第二部分,本文直接数值模拟了来流马赫数为6,攻角1度的钝锥边界层转捩到湍流的整个过程.采用了壁面吹吸扰动来诱发转捩,考虑了强扰动引起的Bypass转捩及弱扰动引起的自然转捩两种情况.在强扰动作用下,流动很快转捩,转捩过程中没有出现常见的发卡涡,而是出现了接近平行的准流向涡对.对充分发展段的统计特性进行了分析,Van Direst平均速度与边界层对数律吻合较好.在弱扰动作用下,首先产生了线性不稳定波.本文将线性稳定性分析与直接数值模拟结果进行了比较,结果表明第二Mack模态是转捩的主导模态,同时第三模态在转捩过程中也发挥了了明显的作用.弱扰动下迎风面及背风面的转捩位置与实验基本吻合.
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