超音速尖锥/钝锥边界层稳定性、转捩及湍流的研究

摘要

近年来，随着航空航天技术的发展，超音速、高超音速边界层的转捩与湍流问题越来越受到人们的关注。为了更贴近工程需要，本文以超音速、高超音速锥体边界层为研究对象，用直接数值模拟（DNS）的方法研究了其稳定性、转捩及湍流，并对用BL湍流模式计算锥体湍流边界层进行了研究，主要得到以下结论： 1.用摄动法对小攻角尖锥边界层的层流基本流进行了简化计算，并通过扰动演化的DNS与线性稳定性理论结果的比较，证实了所用方法的可靠性。 2.通过对马赫数为6的高超音速零攻角尖锥边界层转捩机理的数值研究，得到与平板情况相似的结论，即平均流剖面稳定性的迅速变化是breakdown过程的内在机理，并且第一模态不稳定波在此过程中起主导作用。 3.通过超音速钝锥湍流边界层的DNS，发现经过Van Driest变换后的平均速度壁面律与平均流剖面的相似性不受锥体效应的影响；而与平板相比，钝锥湍流边界层内的平均温度较高，压缩性较弱；钝锥湍流边界层内雷诺应力的分布规律，脉动量的相关函数，以及湍动能方程中各项的贡献与平板趋势相同，锥体效应的影响只表现在定量上。 4.通过BL湍流模式与DNS计算结果的对比，发现二者给出的湍流区壁面摩擦系数基本吻合，但它们给出的热力学量相差较大；BL模式计算的速度经过Van Driest变换后，能很好地满足不可压缩湍流的壁面律，但是平均流剖面在有些地方与DNS结果有一定的差别；另外，BL模式所给出的转捩判定准则可能是针对某一风洞实验提出的，由于风洞的背景湍流度比较大，它不适用于预测高空飞行器的转捩。 5.分析表明，BL模式不能准确给出壁面处的热力学量的原因是它对湍流普朗特数为常数的假设不正确。本文提出了修正方法，使计算结果有了很大改进。

目录

文摘

英文文摘

声明

第一章绪论

1.1概述

1.2可压缩流动的稳定性问题

1.2.1线性稳定性问题的研究进展

1.2.2非线性稳定性问题的研究进展

1.2.3锥体边界层稳定性问题的实验研究

1.2.4感受性问题的简介

1.3转捩的研究

1.3.1转捩问题的数值研究

1.3.2转捩的预测

1.4湍流的研究

1.4.1湍流实验与统计理论的研究

1.4.2湍流的数值研究

1.4.3湍流的模式理论

1.5本文的工作

第二章小攻角尖锥边界层扰动演化的研究

2.1数值方法

2.1.1无粘流场的计算方法

2.1.2有粘流场的计算方法

2.2层流基本流的计算结果

2.3 T-S演化的数值结果及分析

2.4小结

第三章 高超音速零攻角尖锥边界层转捩的机理

3.1层流基本流的计算

3.2转捩的计算

3.3数值结果及分析

3.4 小结

第四章超音速钝锥湍流边界层的直接数值模拟及锥体效应的影响

4.1数值方法

4.1.1计算模型的介绍

4.1.2第一步的求解方法

4.1.3第二步的求解方法

4.1层流基本流场的计算

4.2湍流空间演化的计算

4.3数值结果及分析

4.3.1壁面摩擦系数与边界层厚度的流向演化

4.3.2平均流剖面的统计特性及锥体效应的影响

4.3.3脉动场的统计特征及锥体效应的影响

4.4 小 结

第五章BL模式在超音速钝锥湍流边界层中应用的检验

5.1问题的提出

5.2数值方法

5.2.1 BL模式的介绍

5.2.2 BL模式的计算方法

5.3马赫数为2.5的绝热壁钝锥湍流边界层的对比

5.4马赫数为6的定温壁钝锥湍流边界层的对比

5.5对转捩位置预测的检验

5.6 小结

第六章 BL模式在超音速钝锥湍流边界层计算中的修正

6.1问题的提出

6.2模型的描述

6.3算例的对比

6.3.1马赫数为2.5的绝热壁钝锥湍流边界层

6.3.2马赫数为6的定温壁钝锥湍流边界层

6.3.3马赫数为6的绝热壁钝锥湍流边界层

6.4讨论

第七章结束语

参考文献

发表论文和科研情况说明

致 谢