高超声速边界层控制转捩研究

Laminar-turbulent transition at hypersonic speeds causes large changes in heat transfer, skin friction and boundary-layer separation. Thus, it affects aerodynamic lift and drag, aerodynamic stability and control, the design of the thermal protection system, and maintainability. It also affects the aerooptics above seeker windows. Transition is the readily-observed result of a subtle and complex laminar-instability process. Although the vast low-speed literature gives much insight into the phenomena, hyper-velocity flow involves additional instabilities, disturbance sources, and parametric influences that are not present at low speed. Controlled second mode disturbances were created by pulsed-glow perturbations based on the electrical breakdown of air. Under quiet-flow conditions, the flat plate boundary layer grows very thick from laminar to turbulent. Both CO2 visualization, PIV measurements , DNS caculation and PSE theoretic approach are used to investigate the interaction and evolution of the second mode and the first mode. A more clear physical process for the hypersonic boundary layer transition will be described which can be used to improve the hypersonic vehicles design.

高超声速转捩是目前流体力学研究中最热门的问题之一，转捩对气动加热和气动光学性能有重要影响。随着美国等发达国家发展若干高超声速飞行器的实际需求，研究转捩是厘清气动加热原理和改善气动光学设计的有效途径，直接关联高超飞行器飞行安全的评估。本研究基于高超声速静风洞的本底噪声小，用高频辉光放电技术激发二次模态波，研究二次模态波的演化，研究二次模态与一次模态及平均流场之间的相互作用，用实验辅以理论和DNS计算澄清高超声速边界层转捩的基本物理过程，得到高超声速边界层比较一般的转捩框架。进而揭示气动加热的基本物理过程,为高超声速飞行器的气动设计提供应用基础。

高超声速边界层转捩问题的研究对于高超声速飞行器的设计有重要意义。.本项目的主要研究内容是综合运用 PIV（粒子图像测速）、CO2瑞利散射等实验技术，同时结合理论分析与数值计算，研究辉光放电这一控制条件对高超声速平板边界层转捩的影响，厘清转捩过程中扰动增长的具体过程，以期得到：（1）控制条件下一次模态波与二次模态波各自的演化规律；（2）控制条件下各模态相互作用的规律；（3）边界层内流动三维结构的演化和相互作用；（4）边界层发展的动力学过程。主要目标是通过对控制转捩的研究建立高超声速边界层转捩的基本物理框架。具体研究内容包括以下几点：辉光放电控制高超声速平板边界层转捩，综合运用多种实验技术观测高超声速边界层转捩，利用数值模拟方法研究高超声速边界层转捩机理及控制。.取得的重要结果如下：1. 发现了第二模态波气动加热新原理。2. 弄清了第一模态波和第二模态波的演化规律，以及两者之间相互作用的规律。3. 发现了辉光放电控制条件下第一模态波和第二模态波相互作用的相位锁定机制和相速度锁定机制。4. 厘清了曲面边界层转捩中三维结构的演化和与Gortler涡之间的关系。