【摘 要】
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高超声速飞行器前体压缩面加装强制转捩装置是保证流动进入进气道前转捩为湍流的有效手段，不同的粗糙单元外形促进转捩的效果各有差异，其带来的额外阻力和热流增量也不同，因此在确定外形时需要权衡多方面因素.Berry[1]等对不同外形的边界层强制转捩装置(菱形、斜坡型和三角锥型等)进行了实验研究，最终选出了一种后掠斜坡型粗糙单元作为试飞采用的转捩装置.张明华等[2]的研究结果表明，对于斜坡型粗糙单元，几何参
【机 构】
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清华大学航天航空学院,北京100084
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高超声速飞行器前体压缩面加装强制转捩装置是保证流动进入进气道前转捩为湍流的有效手段，不同的粗糙单元外形促进转捩的效果各有差异，其带来的额外阻力和热流增量也不同，因此在确定外形时需要权衡多方面因素.Berry[1]等对不同外形的边界层强制转捩装置(菱形、斜坡型和三角锥型等)进行了实验研究，最终选出了一种后掠斜坡型粗糙单元作为试飞采用的转捩装置.张明华等[2]的研究结果表明，对于斜坡型粗糙单元，几何参数的影响程度由大到小依次为高度、间距、宽度、角度.
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边界的变形运动可以显著改变流场的空间动力学行为。本文基于显含时间的曲线坐标系下三维不可压缩流动涡量—速度势函数解法，数值研究了边界可作变形运动的三维不可压缩流动。该方法通过构造显函时间的曲线坐标系，将物理域映照至规则并且固定的参数域，运动边界对应于参数域规则平面，可以有效处理运动曲面并利于提高计算精度。我们进一步在含有变形壁面槽道流动的基础上，将该方法推广至管道流动，并进行了若干事例的数值计算，验
曲面形态连续介质作为一种理论模型指连续介质的厚度/法向尺度远远小于其展向/切平面尺度，而且仅考虑物理量在展向的时空演化而不考虑其在法向的时空演化。类比于经典的体积形态的连续介质的有限变形理论，我们已提出曲面形态连续介质的有限变形理论，主要包括：构型构造，变形梯度及其基本性质，基于变形梯度的变形刻画，基于变形刻画的输运方程；基于内蕴形式的第二类广义Stokes公式获得质量守恒、动量守恒、动量矩守恒以
本报告基于曲面形态连续介质一般运动的涡量动力学理论，数值研究固定曲面上二维不可压缩与可压缩流动，运动曲面上的二维流动。首先，数值研究固定曲面上的不可压缩流动。具体事例包括含局部高斯凸起曲面的自由流，以及曲面上圆柱绕流。数值结果发现，曲率可以产生涡量，并显著改变圆柱尾迹形态。本文对雷诺数、曲面凸起形态、位置、面摩擦系数等进行了系统的参数演化研究，并对流场空间动力学行为进行了分析，包括涡街形态、最大拉
大气边界层处于对流层底部，厚度一般为数百米到一两公里.由于受到地面的摩擦和热力作用，大气边界层内大气的流动形式为湍流，湍流造成了垂直方向上的热量、动量、物质的交换，是地面和高层大气联系的纽带.早期，人们多认为湍流是不规则的随机过程，上世纪60年代在壁面湍流边界层发现大尺度拟序结构，改变了人们对湍流的认识，而就在稍早的50年代末在大气边界层中发现了对流云街，一种轴向沿近顺风方向的滚轴涡，是最早在大气
为探讨尾迹与平板层流边界层干涉而导致的流动转捩现象,将方柱垂直来流平行放置在平板前缘上方(平板长度58D,方柱中心距平板5D,D为柱体边长),采用独立发展的大涡模拟程序对来流Ma=0.3,雷诺数ReD=3900条件下的流动进行了细致模拟.对结果的初步分析表明,计算实现了层流边界层在方柱尾迹非定常扰动下旁路转捩为湍流全过程的仿真,从20D开始,50D处结束,转捩区长度约30D.尾迹作用下,层流边界层
钝体与端壁连接位置所形成的角区流动(Junction flow)在流体力学领域广泛存在,其时空演化过程具有强三维性和强非定常性.为揭示柱体根部复杂角区流动的物理图像,运用独立发展的大涡模拟程序对一侧存在端壁边界层、高宽比h/d=8的方柱绕流进行了细致模拟.计算的来流马赫数Ma=0.5,雷诺数Red=12000,采用Rescaling-Reintroducing (R-R)方法生成端壁的进口湍流边界
前台阶或后台阶流动都是经典的分离流动，也是工程中的常见流动形态.为考察前/后台阶对平板湍流边界层发展的影响，本文采用大涡模拟方法对来流马赫数0.3条件下的平板、前台阶和后台阶流动进行了对比研究.三个算例的计算域尺寸一致，进口湍流边界层由Rescaling-Reintroducing (R-R)方法生成，保证具有相同的来流条件，前/后台阶的流向位置均设置在平板算例Reθ=1200处，台阶高度h=5θ
飞机座舱内空气循环系统是保障乘客舒适性、降低污染物扩散的重要环节，是民航客机重要考量设计之一。双向送风系统是一种典型的座舱内送风结构，会在座舱内的流动中出成了对扰动及其敏感的异宿轨道。针对座舱内流场进行的实验测量和数值模拟都表明，在出现双向送风速度或舱内几何物形不对称等扰动情况下，异宿轨道将被撕裂，拓扑结构将发生多模态的变化，甚至在座舱不同横截面间出现不同的拓扑模态，以及会出现不同模态间的切换，造
横流失稳是后掠流动中的典型失稳机制，存在定常涡与行进波两种失稳模态。在高空飞行环境中，自由流湍流度较低，定常涡模态主导转捩过程。边界层内的定常涡扰动先后经历线性及非线性增长阶段，非线性作用使扰动幅值达到饱和，但不能促发边界层的转捩。实验及理论研究发现，二次失稳过程是横流失稳导致边界层转捩的关键阶段。二维全局(bi-global)稳定性分析是研究横流二次失稳的主要理论方法。传统的理论分析框架建立在涡
工程实际遇到的三维边界层中，存在着一类边界层，其展向变化远大于流向变化，但又小于法向变化.如小攻角圆锥的绕流问题，见下图1.在背风面的附近存在流向涡，用LST方法预测扰动的增长率，与数值模拟比较，误差较大.对于小攻角组合体飞行器的扰动，在迎风面对称轴附近，用流动稳定性(LST)进行分析，可以发现，存在展向较窄的增长区，如图2.在迎风面对称轴附近用LST方法预测扰动的增长率与数值模拟比较的误差也较大