高超聲速尖錐邊界層轉捩數值模擬

宋 博 李椿萱

(北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京100191)

邊界層轉捩對高超聲速飛行器的氣動力、熱產生重要的影響，因此轉捩的精確預估對飛行器氣動和熱防護系統的設計極為重要［1－2］.然而，邊界層的轉捩受當地Mach數、單位Reynolds數、壁面冷卻效應、頭部鈍度 (包括entropy swallowing效應)、橫流或三維流動效應、壁面粗糙度、吹吸等流動和幾何參數的影響［3－4］，且這些因素相互干擾、耦合，難以精確模擬，以致迄今仍未能建立起完整的轉捩理論，特別是高超聲速邊界層轉捩的預測仍是尚未解決的流體力學難題.

基于層流脈動能 (laminar kinetic energy)的轉捩位置判斷方法在近年來受到了較多的關注.該方法的基本思想是轉捩的發生是由層流中存在的不穩定波動引起的，從而通過模擬層流區域的脈動能發展過程來構造轉捩的預測模型.這種基于不同物理機理引發的轉捩模擬模式是對以往強烈依賴于經驗的模式的一個重大改進.文獻［5－7］最先應用穩定性理論導出了不同擾動模態的渦粘性.文獻［8－10］通過一系列數值實驗驗證了高超聲速條件下該模式是相當有效的.

然而，文獻［8－10］的所有算例均假設轉捩過程為自然轉捩，但所參考的實驗結果均出自常規風洞，其壁面湍流邊界層所產生的噪聲要比飛行實驗中觀測到的高出一個量級，造成小擾動誘發自然轉捩的實驗呈現出逾越型 (bypass)轉捩機制，導致轉捩位置較飛行實驗的結果大大提前，同時機制的不同可令轉捩參數的影……