高超声速边界层转捩建模及数值模拟研究

高超声速边界层转捩现象长期以来一直是高超声速飞行器空气动力学的关键课题之一。现有的各类转捩预测方法用于高超声速边界层转捩位置的估算时均存在不同程度的局限或缺陷。.本项目以数值模拟为手段开展高超声速来流条件下钝头体边界层转捩的机理研究，并通过引入层流脉动能（laminar kinetic energy）输运方程建立适用于高超声速钝头体的转捩预测模型，同时构建可模拟所建立的理论模型的计算方法和相应的软件。在此基础上，开展边界层转捩的Reynolds数和攻角等效应的参数研究，分析典型参数对转捩的影响，探索转捩的物理机理及参数的影响机制。.高超声速钝头体边界层转捩的机理和建模研究是其难点。本项研究是国内首次通过引入层流脉动能输运方程而开展的本领域的较系统的研究；在转捩预测建模、数值模拟参数研究等方面均有所创新。

高超声速边界层转捩是高超声速流动的重要现象，转捩位置的准确预测是转捩研究的关键课题。直接数值模拟和大涡模拟受到计算机条件和算法的制约而难以广泛用于飞行器的工程设计中，转捩模型仍是当前开展高超声速飞行器边界层转捩数值模拟研究的主要手段。但当前的高超声速边界层转捩模型多由不可压缩模型进行经验性的可压缩修正得来，而超/高超声速条件下的边界层转捩机制与亚声速时完全不同，并且随着Mach数的增加，流动的可压缩性显著增强，经验修正的结果将难免出现较大的误差。. 本项目通过数值模拟研究开展高超声速钝头体边界层转捩的原理性研究，建立了可用的高Mach数绕流边界层的转捩位置预测模型，标定了模型系数，并开发了层流-转捩-湍流全过程模拟的应用软件。. 应用上述模型进行了高超声速边界层转捩的Reynolds数效应、攻角效应和烧蚀效应的数值模拟参数研究。计算结果揭示了Reynolds和攻角对高超声速边界层转捩位置的影响规律，即单位Reynolds数增大可使转捩提前发生；攻角效应对模型迎、背风面的转捩影响趋势不同，迎风面上转捩延迟，背风面上则提前；烧蚀外形上的转捩过程不是由第二模态主导，而可能是bypass/第二模态转捩。同时，计算结果与实验数据的良好吻合也验证了所采用的理论模型和所建立的算法是可靠的。. 作为实际应用的演示，对高超声速烧蚀外形开展了层流－转捩－湍流全过程的数值模拟。计算结果显示了转捩区流场的显著变化，也表明了本文所建立的转捩模型及软件可初步应用于工程问题的模拟计算。