隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展,工程上對轉(zhuǎn)捩預(yù)測精度的要求越來越高。由于飛行器表面經(jīng)常出現(xiàn)如粗糙元、臺階、縫隙等局部突變,而傳統(tǒng)的基于光滑壁面邊界層建立的轉(zhuǎn)捩預(yù)測模型已無法滿足精度要求。因而,發(fā)展考慮壁面突變影響的轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法有重要的實際意義。對于由邊界層中模態(tài)擾動的累積所觸發(fā)的自然轉(zhuǎn)捩,局部突變通過局部感受性與線性模態(tài)的局部散射兩種機(jī)制影響轉(zhuǎn)捩位置,故可以通過在傳統(tǒng)eN轉(zhuǎn)捩預(yù)測方法的基礎(chǔ)上引入這兩種機(jī)制影響的方法建立新的轉(zhuǎn)捩預(yù)測模型。為了量化這兩種機(jī)制的影響,作者與其合作者們提出了一套通用的理論框架——局部散射理論。該理論框架采用大雷諾數(shù)漸近理論與有限雷諾數(shù)理論相結(jié)合的分析與計算方法,定量刻畫局部散射系統(tǒng)的兩個特征參數(shù)——局部感受性系數(shù)與透射系數(shù),以預(yù)測在局部突變影響下轉(zhuǎn)捩位置的改變量。文章綜述了近年來局部散射理論的研究進(jìn)展,重點展示了該理論在二維層流邊界層中黏性與無黏兩種失穩(wěn)機(jī)制下的應(yīng)用。

【文章頁數(shù)】：13 頁

【部分圖文】：

圖1邊界層轉(zhuǎn)捩的示意圖[9]（略作修改）

當(dāng)環(huán)境擾動的強度較低時，邊界層轉(zhuǎn)捩由模態(tài)擾動的失穩(wěn)導(dǎo)致，這一過程包括如圖1所示的四個階段[9]。（a）在感受性（receptivity）階段，自由流中的聲波、渦波和熵波進(jìn)入邊界層并激發(fā)邊界層中的不穩(wěn)定模態(tài)；（b）激發(fā)出的不穩(wěn)定模態(tài)在線性穩(wěn)定性機(jī)制下呈指數(shù)規(guī)律增長；（c）當(dāng)擾動累積....

圖2局部感受性機(jī)制影響轉(zhuǎn)捩的原理與中性曲線

在局部感受性機(jī)制下，不穩(wěn)定模態(tài)的初始幅值將發(fā)生改變。圖2展示了局部感受性機(jī)制影響轉(zhuǎn)捩的原理，其中局部突變以小尺寸凹槽為例。如果壁面是光滑的，則邊界層中某一頻率下的模態(tài)擾動將經(jīng)歷如圖2(a）中黑實線所示的先衰減后增長的過程。這是因為模態(tài)失穩(wěn)是受雷諾數(shù)R影響的，而后者隨著流向坐標(biāo)x的....

圖3線性模態(tài)局部散射機(jī)制影響轉(zhuǎn)捩的原理與中性曲線

注意在線性模態(tài)的局部散射機(jī)制中，A0和A1的定義與局部感受性機(jī)制不同。當(dāng)|T|>1時，不穩(wěn)定模態(tài)被促進(jìn)，則轉(zhuǎn)捩提前，ΔN<0；反之不穩(wěn)定模態(tài)被抑制，ΔN>0。若壁面上存在一系列局部突變，則總的ΔN為所有ΔN之和。新的轉(zhuǎn)捩預(yù)測模型就是在傳統(tǒng)的eN方法的基礎(chǔ)上，根據(jù)公式（1）與公式....

圖4局部散射問題的本質(zhì)

局部感受性和線性模態(tài)的局部散射問題都可由圖4的示意圖表示。本質(zhì)上，局部散射問題就是通過來流擾動和由局部突變引起的快變平均流的非線性作用而激發(fā)不穩(wěn)定模態(tài)的過程。這里對于局部感受性問題，來流擾動表現(xiàn)為自由流中的聲波、渦波或熵波；而對于線性模態(tài)的局部散射問題，來流擾動表現(xiàn)為上游的不穩(wěn)定....

本文編號：3948927