粗糙单元诱导的高速边界层转捩机理研究

The complex transition flow of modern high-speed vehicle is concerned. The physical mechanisms of transition induced by local isolated element in typical high speed boundary flows（flat plate，circular conical surface ） are studied. These local isolated elements are formed due to the deforming and ablating of various types of windows and binding surface on the top of high speed aircraft. The DNS (direct numerical simulation) is applied to simulate the flow field of local isolated element, and the physical mechanism of the induced flow transition are investigated and verified. In the supersonic，hypersonic wind tunnels, feasible experimental techniques are applied to verify the physical mechanism, which are given by numerical simulation. Based on comprehensive the numerical calculation and experimental results, appropriate trnasition mechanism of flow transition induced by local isolated element（hemispheroid，circular cylinder，diamond） is established. The sensitivity of the local flow field environment（different Mach number， boundary layer flows over flat plate and circular conical surface ）and the shape parameter to the flow transition are studied and evaluated.

以现代高速飞行器飞行中出现的复杂流动转捩现象为背景，针对飞行器表面各类窗口和对接面附件因变形、烧蚀等引起的局部沟槽外形，确定研究典型高速边界层中（平板边界层、圆锥边界层）单个粗糙单元诱导转捩的物理机制。 采用直接数值模拟方法（DNS），针对典型的单个粗糙单元外形开展绕流流场的数值模拟，研究并确定粗糙单元诱导转捩的物理机制；针对地面超声速、高超声速风洞的特点，采用可行的实验技术，通过地面风洞试验验证数值计算给出的转捩机理，综合数值计算和实验结果给出典型的粗糙单元外形（半球形、圆柱形、菱形）诱发转捩的机理分析结论，研究并评估局部流动环境（不同马赫数，平板边界层、圆锥边界层）和典型粗糙的外形参数对转捩影响的敏感性。

高速边界层从层流到湍流的转捩至今仍是航空航天技术领域研究的难题之一，对粗糙单元诱发高速边界层转捩的理论预测方法具有重要工程应用价值。本项目运用高精度直接数值模拟（DNS）和边界层转捩测试技术，对高速/高超声速条件下的粗糙单元诱导的流动转捩位置和机理进行研究，探讨用于高速/高超声速风洞模型边界层转捩精确测量的新方法和试验技术，以及粗糙单元外形参数对边界层转捩的影响。.通过对以上研究内容的研究，取得的成果有：（1）建立了基于高精度差分格式（WENO格式）的，针对高速/高超声速流场中粗糙单元诱导转捩的高精度直接数值模拟方法，发展了相应DNS求解器，并进行了相关算例验证；（2）结合地面高速/高超声速风洞的特点，发展了适用于高速翼型和高超声速平板模型边界层转捩精确测量的油膜干涉方法及试验技术（3）对跨声速翼型边界层流动中圆柱形粗糙单元诱发的转捩进行了高精度直接数值模拟（DNS）和油膜干涉实验研究，对不同来流条件的边界层转捩位置进行测量，得到了不同粗糙单元外型参数对不同边界层转捩的影响规律，揭示了表面粗糙单元能有效对高速翼型边界层进行旁路转捩的机理；（4）运用高精度直接数值模拟（DNS）方法，比较了相同高度下，不同外形粗糙单元（方形和圆柱）诱发的边界层转捩效果的差别；并对数值模拟结果进行了高超声速风洞实验验证，为不同粗糙单位对高超声速边界层转捩的控制研究提供了理论基础和技术支持。