激波/湍流边界层相互作用流场组织结构研究
发布时间：2021-04-18 14:10
本文以超声速及高超声速飞行器内流道中激波与湍流边界层相互干扰（SWBLI）为研究对象,采用实验与大规模数值模拟相结合的方法,对超声速湍流边界层及SWBLI流场组织结构和动态特征进行了研究。研究中建立和实现了可压缩湍流直接数值模拟方法（DNS）与大涡模拟方法（LES）,其中采用了具有无耗散特性的分裂式高阶熵守恒形式的四阶中心差分方法、并通过类TVD特征滤波处理实现激波间断捕捉等;实现了‘数值滤波’和‘回收-调节’两种非定常湍流边界层生成方式,并实现了基于‘混合时间-尺度模型’和‘一方程模型’两种亚格子模型的LES数值模拟方法;通过NPLS流场显示和DNS数值模拟研究了超声速湍流边界层内部拟序结构,基于空间自相关分析和条件统计确认了速度条带结构的存在,并探讨了其特征尺度分布,揭示了与速度条带紧密关联的准流向涡结构;基于粒子轨迹积分和有限时间Lyapunov指数（FTLE）方法提取了湍流边界层内部典型的拉格朗日拟序结构,揭示了湍流边界层内部湍流输运特征。分析了SWBLI流场与理论无粘激波反射中波系结构及主流参数的差异,对比研究了不同入射激波强度下SWBLI流场时均波系结构、边界层形态及分离区...
【文章来源】：国防科技大学湖南省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：198 页
【学位级别】：博士
【部分图文】：
高超声速飞行器上典型的SWBLI形式
[18]。图1.2 反射式 SWBLI 流场结构纹影显示[49]及物理模型。根据入射激波作用强度的不同，反射式 SWBLI 可大致划分为无分离和有分离两种情形。实验观测表明[47]，随着入射激波的逐渐增强以及近壁初始分离区的形成，反射激波角度突然增大，总压损失迅速增强，因而初始分离在无分离和有分离 SWBLI 之间形成了一个明显的界限，标志着 SWBLI 流场结构实质性的变化。无分离 SWBLI 流场中结果相对简单，边界层通过自身的结构变形即可实现与外部逆压梯度的匹配，其边界层底层亚声速区的增厚导致压缩波的产生，压缩波在到达边界层外侧之前汇集为定常反射激波，整个流场结构可近似通过无粘理论进行
其具体表达式为： 3sin sin,sineG M 式 SWBLI 中为入射激波角，而在压缩拐角流动中则流方向偏折角。无量纲化处理采用了初始分离形成所需的压力跃升 *esep eP PS kP q 分离形成中无粘项起主导作用，因而其初始分离压力2/ 2e e e U呈正比。Souverein 等人[53]整理发现参数一定关系，当4Re 1.0 10 时可取 k 3.0，而当Re 1.3 所示，几何函数 3,eG M 的引入使得反射式 SW区尺度与波系后压力跃升之间的对应关系得到整合，始分离（灰）及分离（白）SWBLI 流场数据。
【参考文献】：
期刊论文
[1]Direct numerical simulation of shock/turbulent boundary layer interaction in a supersonic compression ramp[J]. LI XinLiang1,FU DeXun2,MA YanWen2 & LIANG Xian1 1 Key Laboratory of High Temperature Gas Dynamics,Institute of Mechanics,Chinese Academy of Sciences,Beijing 100190,China;2 The State Key Laboratory of Nonlinear Mechanics,Institute of Mechanics,Chinese Academy of Sciences,Beijing 100190,China. Science China（Physics,Mechanics & Astronomy）. 2010(09)
[2]Supersonic flow imaging via nanoparticles[J]. ZHAO YuXin,YI ShiHe,TIAN LiFeng&CHENG ZhongYu College of Aerospace and Material Engineering,National University of Defense Technology,Changsha 410073,China. Science in China（Series E:Technological Sciences）. 2009(12)
[3]A flow control study of a supersonic mixing layer via NPLS[J]. YI ShiHe,HE Lin,ZHAO YuXin,TIAN LiFeng & CHENG ZhongYu College of Aerospace and Material Engineering,National University of Defense Technology,Changsha 410073,China. Science in China（Series G:Physics,Mechanics & Astronomy）. 2009(12)
[4]Identification of Lagrangian coherent structures in the turbulent boundary layer[J]. PAN Chong, WANG JinJun? & ZHANG Cao Institute of Fluid Mechanics, Beijing University of Aeronautics and Astronautics, Beijing 100083, China. Science in China（Series G:Physics,Mechanics & Astronomy）. 2009(02)
[5]中国超燃冲压发动机研究回顾[J]. 刘兴洲. 推进技术. 2008(04)
[6]κ—ε湍流模型可压缩性修正在超音速混合层中的应用研究[J]. 韩省思,叶桃红,朱旻明,陈义良. 工程热物理学报. 2007(06)
博士论文
[1]高超声速进气道启动问题研究[D]. 王翼.国防科学技术大学 2008
[2]超声速混合层时空结构的实验研究[D]. 赵玉新.国防科学技术大学 2008
[3]高超声速进气道的设计、计算与实验研究[D]. 范晓樯.国防科学技术大学 2006
本文编号：3145608
【文章来源】：国防科技大学湖南省 211工程院校 985工程院校
【文章页数】：198 页
【学位级别】：博士
【部分图文】：
高超声速飞行器上典型的SWBLI形式
[18]。图1.2 反射式 SWBLI 流场结构纹影显示[49]及物理模型。根据入射激波作用强度的不同，反射式 SWBLI 可大致划分为无分离和有分离两种情形。实验观测表明[47]，随着入射激波的逐渐增强以及近壁初始分离区的形成，反射激波角度突然增大，总压损失迅速增强，因而初始分离在无分离和有分离 SWBLI 之间形成了一个明显的界限，标志着 SWBLI 流场结构实质性的变化。无分离 SWBLI 流场中结果相对简单，边界层通过自身的结构变形即可实现与外部逆压梯度的匹配，其边界层底层亚声速区的增厚导致压缩波的产生，压缩波在到达边界层外侧之前汇集为定常反射激波，整个流场结构可近似通过无粘理论进行
其具体表达式为： 3sin sin,sineG M 式 SWBLI 中为入射激波角，而在压缩拐角流动中则流方向偏折角。无量纲化处理采用了初始分离形成所需的压力跃升 *esep eP PS kP q 分离形成中无粘项起主导作用，因而其初始分离压力2/ 2e e e U呈正比。Souverein 等人[53]整理发现参数一定关系，当4Re 1.0 10 时可取 k 3.0，而当Re 1.3 所示，几何函数 3,eG M 的引入使得反射式 SW区尺度与波系后压力跃升之间的对应关系得到整合，始分离（灰）及分离（白）SWBLI 流场数据。
【参考文献】：
期刊论文
[1]Direct numerical simulation of shock/turbulent boundary layer interaction in a supersonic compression ramp[J]. LI XinLiang1,FU DeXun2,MA YanWen2 & LIANG Xian1 1 Key Laboratory of High Temperature Gas Dynamics,Institute of Mechanics,Chinese Academy of Sciences,Beijing 100190,China;2 The State Key Laboratory of Nonlinear Mechanics,Institute of Mechanics,Chinese Academy of Sciences,Beijing 100190,China. Science China（Physics,Mechanics & Astronomy）. 2010(09)
[2]Supersonic flow imaging via nanoparticles[J]. ZHAO YuXin,YI ShiHe,TIAN LiFeng&CHENG ZhongYu College of Aerospace and Material Engineering,National University of Defense Technology,Changsha 410073,China. Science in China（Series E:Technological Sciences）. 2009(12)
[3]A flow control study of a supersonic mixing layer via NPLS[J]. YI ShiHe,HE Lin,ZHAO YuXin,TIAN LiFeng & CHENG ZhongYu College of Aerospace and Material Engineering,National University of Defense Technology,Changsha 410073,China. Science in China（Series G:Physics,Mechanics & Astronomy）. 2009(12)
[4]Identification of Lagrangian coherent structures in the turbulent boundary layer[J]. PAN Chong, WANG JinJun? & ZHANG Cao Institute of Fluid Mechanics, Beijing University of Aeronautics and Astronautics, Beijing 100083, China. Science in China（Series G:Physics,Mechanics & Astronomy）. 2009(02)
[5]中国超燃冲压发动机研究回顾[J]. 刘兴洲. 推进技术. 2008(04)
[6]κ—ε湍流模型可压缩性修正在超音速混合层中的应用研究[J]. 韩省思,叶桃红,朱旻明,陈义良. 工程热物理学报. 2007(06)
博士论文
[1]高超声速进气道启动问题研究[D]. 王翼.国防科学技术大学 2008
[2]超声速混合层时空结构的实验研究[D]. 赵玉新.国防科学技术大学 2008
[3]高超声速进气道的设计、计算与实验研究[D]. 范晓樯.国防科学技术大学 2006
本文编号：3145608
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