超聲速方腔流動及控制的數(shù)值模擬.pdf

1、方腔繞流現(xiàn)象普遍存在于航空航天領(lǐng)域中，在一定流動條件下會導(dǎo)致強烈的壓力振蕩，對環(huán)境及腔內(nèi)裝置產(chǎn)生危害。同時，方腔流動本身也涉及到非定常流、渦動力學(xué)、剪切層不穩(wěn)定性等諸多流體力學(xué)前沿問題。因此，近些年來一直受到科研工作者與工程師們的關(guān)注。本文采用直接數(shù)值模擬方法對二維超聲速方腔流動及控制進行了研究，主要工作包括以下幾個方面:
　　(1)以長深比L/D=4的二維方腔為物理模型，通過直接數(shù)值模擬研究了低雷諾數(shù)下來流邊界層厚度與馬赫數(shù)對方

2、腔流動的影響。結(jié)果表明:當(dāng)馬赫數(shù)固定為Ma=1.8時，隨著來流邊界層厚度的減小，方腔流動會經(jīng)歷定常模態(tài)、單一RossiterⅡ模態(tài)、RossiterⅡ模態(tài)為主模態(tài)同時伴有RossiterⅢ模態(tài)與低頻模態(tài)、RossiterⅢ模態(tài)為主模態(tài)同時伴有RossiterⅡ模態(tài)與低頻模態(tài)的模態(tài)轉(zhuǎn)變過程，低頻模態(tài)的產(chǎn)生與剪切層渦結(jié)構(gòu)和方腔后壁拐角不同撞擊形式的切換有關(guān)。剪切模態(tài)下，方腔流動主模態(tài)的振蕩頻率及振蕩幅值均會有所增大，其中振蕩幅值的增大源自剪

3、切層不穩(wěn)定性及其與回流區(qū)相互作用的增強。當(dāng)初始來流邊界層厚度固定時，隨著來流馬赫數(shù)的增大，方腔流動會經(jīng)歷尾跡模態(tài)(來流邊界層厚度足夠小）、剪切模態(tài)、定常模態(tài)的模態(tài)轉(zhuǎn)變過程;剪切模態(tài)下，方腔流動主模態(tài)的振蕩幅值會逐漸減小，這與剪切層不穩(wěn)定性的減弱有關(guān)。上述模態(tài)轉(zhuǎn)變過程可通過流場動力學(xué)模態(tài)分解得到的特征模態(tài)空間結(jié)構(gòu)變化直觀體現(xiàn)出來，而且能譜(整體振蕩頻率)與監(jiān)測點功率譜密度分析得到的振蕩頻率也十分吻合。
　　(2)給定入口處的邊界層速

4、度型(Ma=1.8)，研究了方腔后壁拐角倒圓被動控制及方腔前壁上游垂直流向亞聲速穩(wěn)定射流主動控制對方腔流動的影響。結(jié)果表明:被動控制下，隨著倒圓半徑的增大，由于剪切層中渦與方腔后壁撞擊形式的改變，方腔流動會經(jīng)歷RossiterⅡ模態(tài)為主模態(tài)同時伴有RossiterⅡ模態(tài)與低頻模態(tài)、RossiterⅢ模態(tài)為主模態(tài)同時伴有RossiterⅡ模態(tài)與低頻模態(tài)、單一RossiterⅢ模態(tài)的模態(tài)轉(zhuǎn)變過程;方腔振蕩幅值會逐漸減小，這是因為剪切層不穩(wěn)定

5、性及其與回流區(qū)相互作用的減弱。主動控制下，方腔剪切層被抬升以削弱剪切層與方腔后壁的撞擊作用，同時剪切層會增厚以降低對腔內(nèi)壓力擾動的感受性，剪切層不穩(wěn)定性及其與回流區(qū)的相互作用也被削弱，從而達到抑制方腔振蕩的效果。
　　(3)針對原始變量（ρ，u，v，T）形式的二維可壓縮N-S方程，基于加權(quán)內(nèi)積形式的POD與Galerkin映射方法構(gòu)造了新的降階模型（近似全N-S方程模型），理論上可以適用于超聲速方腔流動問題，并將其與目前常用的適用

6、于中、低馬赫數(shù)方腔繞流問題的等熵N-S方程模型進行了對比。結(jié)果表明:對于來流邊界層相對較厚的二維超聲速方腔繞流，近似全N-S方程模型相比于等熵N-S方程模型采用較少的POD模態(tài)就可以準(zhǔn)確預(yù)測方腔流動的主要動力學(xué)行為，監(jiān)測點處流向速度功率譜密度給出的振蕩主頻和相應(yīng)幅值以及不同時刻瞬態(tài)流向速度分布與DNS結(jié)果的對比很好的驗證了這一結(jié)論。對于來流邊界層相對較薄的超聲速方腔繞流，等熵N-S方程模型下POD模態(tài)系數(shù)的Runge-Kutta顯式推進