摘要：后掠机翼边界层的流动稳定性及转捩对翼型的设计及优化有着重要的参考价值,而横流失稳是引起后掠机翼边界层转捩的关键因素之一.以NLF(2)-0415翼型为研究对象,采用三维可压缩Navier-Stokes方程并结合γ-Re_(θt)转捩模式计算了展向无限长后掠机翼的基本流场.由于原始γ-Re^(θt)模式只能预测流向边界层转捩,因此在原始转捩模式中添加横流间歇因子项,进而对复杂构型进行横流不稳定性转捩预测.计算结果显示,利用改进后γ-Re_(θt)转捩模式预测得到的后掠翼型的转捩位置与实验数据吻合较好,证明了修正的转换模式的合理性和实用性.

摘要：边界层转捩对高超声速飞行器的气动力和气动热设计有重要影响。横流失稳通常是三维边界层转捩的主导因素,而在噪声环境下,第二模态不稳定波的影响也不容忽视。为深入理解带攻角情况下高超声速边界层的转捩机理,在Mach 6 Ludwieg管风洞中采用聚焦激光差分干涉仪(Focused Laser Differential Interferometer,FLDI)和高频压力脉动传感器(PCB)对6°攻角尖锥进行了边界层稳定性实验研究。实验结果显示,在尖锥边界层的不同周向位置存在高频不稳定波。通过功率谱分析和双谱分析,得到该不稳定波沿母线的变化情况以及该高频不稳定波与低频信号(20~40 kHz)之间存在的非线性相互作用。

摘要：针对实际层流设计与应用中的转捩预测需求,围绕三维边界层转捩中最常出现的横流不稳定性开展了建模和应用研究.结合对横流不稳定性机理的分析,在当地化转捩建模框架的基础上引入了一种适用于任意外形的、基于螺旋度概念的横流转捩建模方法,对其关键建模过程、数学推导和物理合理性等机理层面问题进行了更深入的讨论,并通过转捩标准算例和运输机、战斗机等航空外形应用实例的详细验证计算,全面评估了该模型的横流驻波转捩预测能力,同时结合计算参数设置和网格收敛性分析等给出了若干应用指南.本文工作对于理解横流转捩物理特性、建模思想及开展算例模拟具有参考价值.

摘要：采用k-ω-γ转捩模式对某新型飞行器外形的典型流动特征和边界层失稳特性进行了分析.研究结果表明,横流是影响飞行器大面积转捩的主要因素.随着高度增加,来流Reynolds数减小,迎风面和背风面的转捩起始位置均向下游移动.随着攻角增加,头部附近背风面的展向压力梯度增大,横流效应增强,转捩起始位置向上游移动;另一方面攻角增加导致头部激波增强,波后迎风面密度显著增大,边界层外缘Reynolds数增大,导致迎风面转捩提前发生.0°攻角下背风面中心线附近由压缩面诱导的流动分离导致转捩提前,产生“凸”字型转捩型线,5°攻角时该流动分离发生于转捩之后,“凸”字型转捩型线消失.