邊界層轉捩的案例
“高超聲速邊界層轉捩機理、預測及控制方法研究”2018年度研討會順利召開
1月12-13日，國家重點研發計劃項目“高超聲速邊界層轉捩機理、預測及控制方法研究”2018年度研討會在力學所懷柔園區召開。中國空氣動力研究與發展中心計算所陳堅強、袁先旭，超高速所張扣立、許曉斌，天津大學曹偉，清華大學任玉新、許春曉、肖志祥，國防科技大學易仕和，航天一院段毅、余平，以及力學所姜宗林、李新亮、申義慶等60余位專家出席會議。項目科技部責任專家何國威院士和航天一院十所總師閔昌萬應邀到會指導。
“高超聲速邊界層轉捩機理、預測及控制方法研究”系國家重點研發計劃項目“大科學裝置前沿研究”重點專項項目之一，包括邊界層轉捩風洞實驗研究、轉捩機理與預測方法研究、轉捩建模與控制方法、轉捩模型飛行試驗四個課題。力學所負責邊界層轉捩風洞實驗研究。
此次會議共交流25篇學術報告，包括高超聲速邊界層轉捩的理論、實驗和計算等。力學所5篇報告參與交流，涉及到高超聲速邊界層轉捩的復現風洞實驗、直接數值模擬、新型數值方法、大渦模擬和轉捩控制等方面內容。
會議期間，與會人員參觀了JF-12復現風洞和國際最大的平板、尖錐邊界層轉捩實驗模型（長度均超過3米，一般為1米以內）。
展開 超聲速平板邊界層轉捩過程中擬序結構的時間演化 | 航空學報CJA
論文下載二維碼：
一
研究背景
在層流-湍流轉捩過程中，及時地可視化擬序結構的有組織運動是解開復雜動力學過程的有力工具之一。特別是時間分辨可視化方法尤為重要。因為這些時間分辨方法將提供更多關于擬序結構在轉捩過程中的有組織運動的有用信息，有助于進一步理解轉捩機制。例如，到目前為止，發夾渦是如何在下游進一步發展的，超聲速板邊界層中流動破裂的機制是什么，以及如何產生新的結構都沒有得到很好的解釋。因此，可視化轉捩過程中結構的演變有助于理解轉捩結構的起源、形成和影響發展的因素，并有望為控制邊界層轉捩提供方法。
相對不可壓邊界層研究，關于可壓縮邊界層中結構演變的實驗研究很少，特別是在超聲速或高超聲速邊界層中。在超聲速流動中，這些過程通常發生在微秒級的時間尺度上，在這樣的時間尺度上，很難通過實驗獲得多幅高分辨率的流動可視化圖像。超聲速或高超聲速流動演變的實驗研究提出了重大挑戰。因為要跟蹤高速流的結構演變，需要以快速（kHz甚至MHz）的重復率采集圖像。此外，需要非常短的曝光時間來解析瞬時流動特征。因此，在保持超聲速流動的有意義的空間分辨率的同時，滿足高速成像的時間分辨率要求具有挑戰性。
二
研究亮點
采用一種由多個脈沖激光器和多個照相機組合的方式，實現在非常短的時間間隔以高分辨率記錄Ma=3超聲速平板邊界層在轉捩過程中擬序結構的快速變化過程，通過分析擬序結構隨時間的變化以促進對邊界層轉捩和破碎成湍流過程的進一步理解。
展開 案例分享 | 利用MSC Cradle進行考慮邊界層轉捩現象的船用螺旋槳性能預測
., Turbomachinery, 40th volume, pp.212-217, 2012 (in Japanese)
仿真模型
使用能夠考慮邊界層從層流過度到湍流的LKE k-kL-ω 湍流模型[2]。
[2] Walters, D.K., et. al., ASME J. of Fluids Engineering, 130, 121401, 2008
[3] Coupland, J., ERCOFTAC Special Interest Group on Laminar to Turbulent Transition and Retransition, 1990
螺旋槳翼面流動
螺旋槳敞水性能仿真結果
小結
利用MSC Cradle中考慮邊界層湍流轉捩的湍流模型，實現了對船用螺旋槳敞水性能的高精度預測。在高效螺旋槳的設計開發階段，準確地預測/探討其性能成為可能。
展開 第十八屆全國激波與激波管學術會議紀要
大會論文集共收錄論文120余篇，論文內容涉及到高溫氣體動力學、實驗設備和技術、激波動力學、超聲速燃燒、邊界層轉捩、界面不穩定性、爆炸和爆轟、數值方法等激波和激波管研究的相關領域。大會組委會經過認真討論，從大會宣講的90多篇學術報告中評選出3篇優秀青年論文和6篇優秀學生論文，并在閉幕式上向獲獎者頒發證書。會議期間，部分代表還參觀了力學所懷柔園區JF-12復現風洞、變馬赫數風洞和長時間推進風洞等設備。本屆會議，老中青研究人員歡聚一堂，熱烈交流激波與激波管及相關領域的最新發展和研究成果，加強了相關領域各科研單位的相互合作與聯系，推動了中國激波與激波管及相關研究領域的蓬勃發展。
國防科技大學羅振兵教授團隊：主動流動控制技術
盡管如此，高超聲速飛行器依然面臨著降熱、減阻、控制、進氣道起動等一系列難題，激波、激波與邊界層干擾、邊界層轉捩、湍流邊界層、流動分離等復雜流動現象極大地影響了飛行器的氣動性能與熱防護系統設計。清晰地認識高超聲速飛行器近壁典型流場的精細結構，并對其施加合適的流動控制，已成為航空航天領域發展研究的熱點與難點。
面對高超聲速復雜流動與控制這一世界性難題，國防科技大學主動流動控制與吸氣式推進動力前沿交叉團隊負責人羅振兵教授從多學科交叉中創新發展了高超聲速流動控制理論和方法，解決了傳統合成射流高速流場控制環境適應性差、能耗大和控制力不足的難題，將合成射流從低速流場控制拓展到了超聲速/高超聲速流場控制。
近年，該團隊在超聲速/高超聲速、低速/亞聲速飛行器主動流動控制、防除冰、主動流動控制飛行控制技術等方面取得系列重要進展。利用NPLS技術系統研究了附壁三角翼超聲速層流繞流流場，獲得了復雜激波干擾、尾跡擬序渦的空間結構和時空演化特征，建立了超聲速三角翼渦流發生器尾流區的流動結構模型。相關研究發表在APL等期刊。
團隊提出了基于速度-溫度耦合控制的超聲速湍流邊界層減阻控制方法，耦合了傳統壁面吹氣控制與壁面加熱控制的優勢，通過直接數值模擬研究發現適當增加壁面吹氣的溫度可以在保持凈節能率的前提下大幅增加減阻率，達到1+1=2的控制效果。相關研究發表在PRF、AST上。
利用新型無源逆向等離子體射流控制超聲速鈍頭體弓形激波，典型模式下鈍頭體弓形激波脫體距離明顯增大，流場中存在典型的短穿透模式和長穿透模式，該方法通過電參數進行操控，無需額外氣源，最高平均減阻效果達25.82%。相關研究發表在PoF、CJA等期刊。
展開 4-邊界層之三問（手動 碼字 如轉 注明來處 少量模型數據信息收費） ￥2
3.邊界層數對流速和流阻的影響
以一段S形狀管為例進行邊界層對流速流阻影響的探討。管路直徑Ф20mm，長度188mm，入口流量10L/min。
網格尺寸和邊界層高度直接影響流阻，邊界層數增加，y+減小，流阻增加，可見在做邊界層時并不是層數越多，尺寸越小越好，合適最好，先考察流動狀態，選擇合適的湍流模型，針對對應的壁面函數判斷y+是否合理，進而確定網格是否合理，本次算例中，通過雷諾數判斷，第一層邊界層高度最好在0.9mm左右。
層流機翼設計技術現狀與發展
轉捩是指邊界層內流體在某些不穩定機制的誘導下流動狀態發生變化的過程，以最典型的二維平板邊界層為例，通常認為轉捩會經歷穩定層流、線性不穩定擾動、非線性渦干擾、三維渦破裂、湍流斑形成、全湍流狀態幾個過程，在宏觀上表現為摩擦阻力的激增，如圖2所示。
圖2 平板邊界層自然轉捩過程
對于三維機翼而言，影響轉捩發生的因素包括來流湍流度、壁面壓力梯度、當地后掠角、壁面粗糙度、壁面曲率變化、壁面抽吸氣情況等。根據誘發轉捩的機制不同，轉捩的類型主要有：流向Tollmien-Schlichting（T-S）波和橫向CrossFlow（CF）波主導的自然轉捩、層流分離泡轉捩、邊界層外擾動直接觸發的旁路轉捩、渦致轉捩、前緣附著線轉捩、高超聲速邊界層的第一模態、第二模態和其他高階失穩模態轉捩等。其中自然轉捩以及層流分離泡轉捩是民航飛機機翼表面主要的轉捩形式。
對于低速飛行的平直機翼和后掠角小于10°的機翼，TS波的放大、失穩是導致轉捩發生的主要原因，由于順壓梯度區可以抑制TS擾動的增長，因此可以通過合理的壓力分布設計來實現較大范圍的層流；高速飛行的民用飛機往往采用后掠機翼以提升巡航馬赫數，因此附面層中會出現橫向流動速度，產生特殊的流動穩定性問題，使層流轉捩的機理變得更加復雜。試驗結果表明，機翼后掠角在10°~30°之間時，TS波和CF波不穩定機制同時存在并相互影響，而TS波與CF波的壓力梯度抑制手段相互矛盾，兩種不穩定機制相互的非線性作用機制還需要進一步研究清楚；當后掠角大于30°時，CF波不穩定機制是轉捩的主導因素。見圖3。
圖3 后掠機翼表面邊界層速度型
對于一些飛行雷諾數較低的飛行器，層流邊界層在逆壓梯度作用下產生分離，在外層高能量流體進入后再附，形成層流分離泡，也會誘發層流轉捩。
展開 CFD理論|流動邊界層
導讀：介紹流動邊界層。
邊界層理論
流動中繞物理表面速度梯度很大的薄層稱為邊界層，邊界層內的速度梯度很大，也就是意味著粘性力對流動有影響作用，而在邊界層以外的廣大區域速度梯度很小，粘性的影響可以忽略。
邊界層特征
既然有邊界層，那么邊界層與外流動區域就應該有界限。通常將各個截面上速度恢復到0.99倍的主流速度的所有流體質點的連線定義為
邊界層外邊界。
把外邊界到物面的垂直距離定義為
名義邊界層厚度。
伴隨著流動的發展，邊界層又可以分為層流邊界層，轉捩區（過渡區），湍流邊界層。在大部分的工程問題中可以忽略轉捩的影響，考慮的是湍流邊界層。
邊界層分層
在湍流邊界層中，流體會同時受到粘性切應力和湍流附加切應力。以y表示離開壁面的距離，隨著y增加，粘性切應力的影響逐漸較小，而且湍流附加切應力的影響開始增大，而后逐漸減小。
因此湍流邊界層又可以
內層和外層。內層包括粘性底層，過渡層和對數律層；外層，包括尾跡律層和粘性外層。定義：
由于 v具有速度的量綱，故稱為壁面切應力速度，它是湍流中的一個重要特征速度，可以用于各層的劃分。
粘性底層：所在厚度約為
，粘性切應力起主要作用，湍流附加切應力可以忽略，流動接近層流狀態，層內有微小漩渦及湍流猝發起源的現象。
展開 航空發動機內流全場流動的大渦模擬
在葉輪機械中，葉片表面邊界層轉捩、分離以及通道中二次流、端壁間隙流是主要流動現象，因此數值仿真中須建立恰當的湍流模型與近壁面條件；在燃燒室中，大尺度旋流、剪切與回流用于強化燃料與空氣摻混與穩定火焰，因此數值仿真中須充分評估流動、混合與化學反應時間尺度的差異，建立微尺度下流動與燃燒耦合作用的燃燒模型。當前，上述主要計算方法在各部件的獨立仿真中均有著長足發展、日趨成熟。例如，法國歐洲科學計算研究中心（CERFACS）在2009年開展了環形燃燒室大渦模擬，在2019開展了3級壓氣機的大渦模擬。
進入21世紀以來，為進一步提高發動機整機內流的認識，科學研究率先嘗試進行了發動機整機氣動熱力流場的仿真。2003—2006年，斯坦福大學針對PW6000整機內流開展仿真計算，在其研究中，采用可壓縮的雷諾時間平均方法（URANS）模擬壓氣機和渦輪內流，采用不可壓縮大渦模擬方法模擬燃燒室流動。這一嘗試在當時是突破性的技術研究，但是由于需要在旋轉部件與燃燒室之間進行仿真方法的切換，導致部件之間的湍流特征時間尺度并不一致，因此該工作所開展的多部件耦合仿真，只是幾何流道耦合，而不是流場的物理過程耦合。
最近10年，大規模高性能并行計算技術的快速發展為發動機整機耦合仿真帶來了新的契機。2020年，CERFACS采用20億網格單元、14400核計算節點、仿真分析了DGEN380商用飛機發動機內部的流動與燃燒過程，并揭示了貫穿整機內流場的非定常現象。
展開 MSC氣動噪聲全流程解決方案 | 基于scFLOW2Actran的HVAC管道氣動噪聲案例展示
實例
視頻公開課
《基于“scFLOW2Actran”的HVAC系統
氣動噪聲解析》
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5.4 推進技術
超燃沖壓發動機是高超聲速飛行器的動力研究熱點，燃料增混、燃燒強化、邊界層轉捩和燃燒熱防護等是目前超燃沖壓發動機的研究難點［61］，并且單一動力結構無法滿足從水平起飛到高超聲速階段的動力需求。組合動力中，火箭基組合循環發動機（Rocket Based Combined Cycle，RBCC）引射階段推力小，不適用于水平起降；渦輪機組合循環發動機（Turbine Based Combined Cycle，TBCC）低速階段比沖較大，經濟性能好，具有較好的工程應用前景［62］。由于不同飛行階段對飛行動力的需求不同，因此如何實現模態良好轉換是推進技術的研究難點［63］。另外，飛行器的氣動性能與推進系統相互關聯，為提高高超聲速巡航效率，需要盡可能地利用乘波設計方法對推進系統與機體進行一體化設計，但目前乘波設計方法在寬速域范圍內存在一定的局限性，機體設計和推進系統設計相對比較分散，多處于單獨設計或部分耦合研究階段。因此，如何進行動力系統設計和布置以滿足寬速域范圍內的需求是后續工作需要重點研究的。
5.5 一體化設計
隨著飛行器的飛行速度不斷提升，機體凸出部件帶來的阻力急劇增加，當飛行速度到達高超聲速時，氣動加熱效應顯著，易造成表面燒蝕、通信制導受阻等問題。因此，高速飛行器要求外形盡可能一體化設計，這與舵面設置等氣動控制要求相矛盾。另外，沖壓發動機作為高超聲速階段的推進動力，常采用前體與進氣道一體化設計等內外流一體化設計方法來提高高超聲速氣動效率，因此推進系統與機體耦合程度高。故高超聲速寬速域飛行器不僅需要考慮外形設計一體化與氣動控制之間的關系，還需要將機體和推進系統的一體化設計作為研究重點。
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航空科普：大有可為-航空發動機葉輪機械CFD仿真技術
混合網格示意圖
（二）轉捩模型
接下來讓我們把視線從網格轉移到流場求解上。
層流和湍流是流體的兩種形態，從層流轉變為湍流的過程稱之為轉捩，在低壓渦輪中就常常有轉捩現象的發生。轉捩對于航空發動機的性能有著重要的影響。然而由于層流和湍流有著不同流動特性，轉捩一直是流體力學研究領域中一個老大難問題。
對于轉捩問題的研究，除了可以更加全面深入地理解從層流演化至湍流的變換機理以外，在工程中還能夠有效地控制轉捩過程，在不同的情況中根據工程實際需要去抑制或誘發、推遲或提前轉捩的發生。因此轉捩模擬雖難，CFD人還是基于RANS方程發展了眾多轉捩模型來模擬這一現象，并且取得了一定的成就。例如Menter的 轉捩模型，基于間歇因子 的SST三方程轉捩模型，以及Song Fu & Liang Wang轉捩模型。加入轉捩模型后的流動計算能夠捕捉到邊界層從層流到湍流的細微變化，提高CFD模擬的準確性。
轉捩過程示意圖（圖片來自網絡）
（三）動靜交界面處理
再來看葉輪機械CFD仿真中存在的一種特殊問題，動靜交界面。壓氣機與渦輪的葉片總是一動一靜交替排列，在進行CFD計算時是如何處理的呢？
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