飞船返回舱高超声速绕流底部流动失稳的周期与非周期特性研究

The effects of base flow instability on flight stability of the re-entry capsule have been studied since the 1960s. But neither the numerical simulation nor the wind tunnel experiment can give an accurate result of the hypersonic base flow instability. So we still cannot be able to obtain a clear cognition either in base flow instability phenomenon or its mechanism. According to this, we will carry out the LES method combine with nonintrusive measurement method in hypersonic wind tunnel experiment to study the hypersonic base flow of the re-entry capsule. And focus on the instability phenomenon and characteristics. The applicants have studied the instability of the base flow at low Reynolds numbers. But it is not a real flight condition of the re-entry capsule. Therefore, the research of real flight condition this time will improve the understanding of the hypersonic base flow instability.

早在上世纪60年代研制Apollo返回舱时美国人就认识到其底部流动失稳会造成飞行失稳。但是由于传统的数值计算方法和风洞试验方法无法对高超声速底部流动失稳特征进行模拟和测量，使得人们在现象观察与机理分析等方面一直未能取得有效的科学认知。本项目将对底部流动问题开展稳定性计算分析和风洞试验研究，突破这一科学难题。本项目将以简化的飞船返回舱外形为研究对象，发展大涡模拟方法以及新型风洞试验方法，二者结合探讨高超声速钝体绕流底部流动的失稳现象和特征。申请者曾成功模拟了较低雷诺数下的底部流动失稳，本次研究希望针对真实飞行条件下的流动开展研究。可以预期研究成果将完善高超声速钝体绕流底部流动稳定性理论认识上的不足和偏差。

早在上世纪60年代研制Apollo返回舱时美国人就认识到其底部流动失稳会造成飞行失稳。但是由于传统的数值计算方法和风洞试验方法无法对高超声速底部流动失稳特征进行模拟和测量，使得人们在现象观察与机理分析等方面一直未能取得有效的科学认知。. 本项目针对这一科学难题，选择了类猎户座，类神州返回舱等钝体外形作为研究对象，将高精度数值模拟和风洞试验作为主要研究内容，二者相结合探讨高超声速钝体绕流底部流动的失稳现象和特征。. 项目组在数值模拟方面，建立了可用于中/高雷诺数情形下的高超声速底部流动稳定性研究的高精度数值模拟方法，解决了高超声速钝体绕流底部区域既存在大流动分离又存在流动转捩的复杂物理现象的模拟难题。在风洞试验方面，设计了2种对高超声速底部流动测量无/弱干扰的模型支撑方式，分别为张线支撑和腹部支撑方式，评估了3类高超声速底部流动失稳的测量方法，分别为瞬态纹影，动态压敏漆和高速油流方法，为高超声速钝体绕流底部气动力/热以及飞行稳定性研究提供了关键技术支撑。. 采用数值模拟和风洞试验相结合的方式，项目组取得了中/高雷诺数情形下的高超声速钝体外形底部流动结构失稳现象和演化过程的科学认知，认识到了高速再入式飞行器的底部流动失稳均主要由分离失稳模式和剪切失稳模式共同主导，两种失稳模式的耦合作用会在远尾迹区形成类卡门涡街流动行为，为高超声速钝体绕流肩部高热流和底部阻力预示困难等问题提供了基础理论支撑。