隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展,工程上對(duì)轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)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(tái)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(cè)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(cè)方法有重要的實(shí)際意義。對(duì)于由邊界層中模態(tài)擾動(dòng)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(cè)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(cè)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(jì)算方法,定量刻畫局部散射系統(tǒng)的兩個(gè)特征參數(shù)——局部感受性系數(shù)與透射系數(shù),以預(yù)測(cè)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(diǎn)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(yè)數(shù)】：13 頁(yè)

【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(dòng)的強(qiáng)度較低時(shí)，邊界層轉(zhuǎn)捩由模態(tài)擾動(dòng)的失穩(wěn)導(dǎo)致，這一過程包括如圖1所示的四個(gè)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(zhǎng)；（c）當(dāng)擾動(dòng)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(dòng)將經(jīng)歷如圖2(a）中黑實(shí)線所示的先衰減后增長(zhǎng)的過程。這是因?yàn)槟B(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(shí)，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(cè)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(dòng)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(duì)于局部感受性問題，來流擾動(dòng)表現(xiàn)為自由流中的聲波、渦波或熵波；而對(duì)于線性模態(tài)的局部散射問題，來流擾動(dòng)表現(xiàn)為上游的不穩(wěn)定....

本文編號(hào)：3948927