高超音速凹壁面边界层流动转捩的模式研究

Predicting laminar-turbulent transition in hypersonic boundary layers plays a key role in the design of future space vehicles operating at sustained hypersonic speeds. Duo to the G?rtler instability, flow transition occurs on the concave wall of the vehicle intake. The present work firstly focuses on the understanding of the G?rtler instability mechanism in hypersonic concave-wall flows, with the aid of the nonlinear stability analysis. Then, a new transition/turbulence model will be proposed and validated in this study that takes into account the rational effects of compressibility on G?rtler instability in hypersonic internal flows. Finally, by using advanced numerical methods, we will perform simulations of the real-geometric-vehicle internal/external flows, and consequently figure out the dominate parameters for the design of space vehicles.

准确预测由层流向湍流的转捩过程是高超声速飞行器的设计一个关键问题。利用G?rtler失稳机制，飞行器的进气道设计为凹壁面以促进发动机内部的流动转捩。本课题首先将通过高精度求解非线性稳定性方程，掌握高超声速凹壁面边界层流动G?rtler失稳的基本特性。接下来拟建立并验证一个包含G?rtler失稳机制的新型转捩/湍流模式，使其能够合理地模拟进气道内流动的转捩过程。最后，应用先进的数值计算方法，进行完整的高超声速飞行器内/外流动的精细模拟，分析关键参数的影响，为相关设计提供参考。

准确预测由层流向湍流的转捩过程是高超声速飞行器的设计一个关键问题。利用Görtler失稳机制，飞行器的进气道设计为凹壁面以促进发动机内部的流动转捩。为了掌握高超声速凹壁面边界层流动Görtler失稳的基本特性，本课题在稳定性分析、数值模拟方法、关键几何影响参数以及流动控制等方面开展了详细的研究。.在线性稳定性理论框架下，首先探究了 M = 4.5边界层内 Görtler模态离散谱的激发和演化过程。结果表明，曲率（凹面）对F模态和S模态的同步起促进作用；提高展向波数则会抑制上述同步。接着，系统性研究了压缩性对 Görtler涡二次失稳的影响。在亚声速和中等超声速条件下（马赫数M = 0.015, 1.5, 3.0），起主导作用的 Görtler模态为附着于壁面的 W 模态；而在高超声速流动中（M = 4.5, 6.0），最不稳定 Görtler 模态为脱离于壁面的T模态。上述马赫数的影响随着扰动向下游演化、发展，表现出更大的影响。Görtler涡通过 lift-up 机制产生条带（G 型条带）。.进一步，我们将条带应用于流动控制。针对 M = 4.5, 6.0 的高超声速边界层，采用非线性 PSE 研究了K型条带和G型条带与二维扰动的相互作用。当条带强度在合适的范围，即足够大而改变边界层流动同时足够小而不触发二次失稳，第一模态和Mack第二模态都可以被有效抑制。另一方面，根据G型条带的指数增长特性，本文提出了一种基于最不稳定Görtler涡的粗糙单元设计方法，用于促进流动转捩。.最后，建立并验证了一个包含Görtler失稳机制的新型转捩/湍流模式，使其能够合理地模拟进气道内流动的转捩过程。发展了先进的数值计算方法，进行了高超声速飞行器内/外流动的精细模拟，分析了关键参数的影响。