基于NPSE法的前体边界层转捩及其对进气道影响的数值研究

前体边界层转捩及其对进气道的影响，是高超声速飞行器一体化设计中的关键问题之一，直接对飞行器的气动力、气动热以及推进系的统综合性能产生显著的影响。本项目拟围绕该问题开展以下研究工作：1）对前体/进气道高超声速基本流动进行高精度数值求解；2）在贴体坐标系下推导、求解NPSE 稳定性方程，并结合改进的eN 模型建立高超声速边界层转捩预测方法；3）用该方法研究一种典型升力体前体边界层转捩的机理及主要影响因素，并探讨其对进气道的影响规律；4）进一步对燃料预喷射和流向涡发生器两种边界层控制措施进行数值研究。通过本项目的研究，可建立一种可靠的高超声速前体/进气道边界层转捩预测方法，并对升力体构型前体边界层转捩机理、影响因素，以及前体边界层转捩对进气道的影响、边界层控制方法等，具有深刻的认识。本项目的研究成果可为高超声速飞行器一体化设计提供重要参考，直接服务于我国的高超声速重大专项计划。

前体边界层转捩及其对进气道的影响，直接影响着飞行器气动特性和超燃冲压发动机的综合性能。一方面，当边界层由层流向湍流转捩后，壁面摩阻和热流将急剧上升，大幅降低飞行器有效载荷承载能力，应尽量避免边界层处于湍流状态。另一方面，高超声速进气道又要求其壁面边界层流动尽量为湍流，以有效地克服或缓解进气道压缩面上的 “跨桥效应”，降低由于边界层分离而导致进气道不起动的危险，提高整个推进系统的性能。因此，要提高高超声速飞行器的综合性能，有必要研究前体边界层转捩及其对进气道的影响。. 本项目在以下三方面开展了研究工作，形成了研究结论：. 1） 高超声速边界层流动稳定性分析的非线性PSE方法。分为基本流CFD计算和NPSE方程求解两个步骤进行，其中高精度的基本流计算是问题的关键。一方面，采用WENO格式、MP格式和COMPACT+LAD格式，建立了基于NS方程高精度求解的有限差分求解方法，开发了相应的程序并进行了典型算例计算研究，验证了其精度和可靠性；同时还建立了高精度求解PNS方程的方法，并开发了相应的软件SSPNS。另一方面，推导了复杂坐标系下的NPSE方程，采用高精度有限差分方法对其进行数值求解，结合eN方法进行了典型算例计算研究。由于开发的NPSE程序很难适应复杂几何构型的应用要求，项目组又研究了基于γ-Reθ转捩模的高超声速边界层转捩方法，开发了相应的程序并做进行了典型算例计算。. 2） 飞行器前体边界层流动转捩主要影响因素的数值研究。采用γ-Reθ转捩模型模拟方法，定量计算分析飞行攻角等因素对前体边界层转捩的影响。结果表明，攻角将推迟迎风面的转捩，有利于降低飞行器前体/进气道的阻力。. 3） 前体边界层转捩对进气道的影响以及边界层流动控制措施。研究了前体边界层转捩对高超进气道的影响，并开展了扰流结构和燃料预喷射两种边界层转捩控制措。结果表明，湍流边界层可以有效的克服压缩面拐角处的“跨桥效应"；转捩位置越靠后，进气道的总压恢复系数和流量系数越高，阻力和升力越小。. 本项目建立了高超声速流动高精度数值模拟方法、前体/进气道边界层转捩预测方法，并对某典型构型前体边界层转捩影响因素，以及前体边界层转捩对进气道的影响、边界层控制方法等，具有深刻的认识。本项目的研究成果可为高超声速飞行器一体化设计提供重要参考，直接服务于我国的高超声速技术重大专项计划。