高超声速边界层横流失稳的转捩机理研究

Transition prediction is an important problem for the design of hypersonic flying vehicles. In real flight, the transition may happen in a certain region of the boundary layer of the flying vehicle, or may be delayed due to the occurrence of crossflow vortices. Up to now, there is no satisfactory method for the prediction of this type of transition. The main reason is that our understanding of the mechanism of crossflow transition is far from enough. In the past, both theoretical and numerical investigations mainly focus on crossflow instability, including primary and secondary instability for low-speed flows, having no direct linkage with the transition process. This project will focus on the mechanism of transition induced by crossflow instability and transition delayed by crossflow vortices in the boundary layer of hypersonic swept plates and highly swept delta wings, using both stability analysis and numerical simulation. The result of the latter problem, i.e. transition delay by crossflow vortices, can provide guidelines for the technique of transition delay by distributed roughness elements. For the investigation of breakdown mechanism in the crossflow transition, the mechanism found for the breakdown induced by Mack modes, will be consulted. Namely, to check if the mean flow modification induced by disturbances results in a positive or negative feedback effect on the stability characteristic of the boundary layer, so to enhance our understandings on the effect of the crossflow vortices on transition, and provide better ideas for the prediction and control of crossflow transition.

转捩预测是高超声速飞行器设计中面临的一个重要问题。在实际飞行中，飞行器局部区域可能会因横流失稳导致转捩发生，或因出现横流涡而抑制转捩。但目前针对这类问题还没有满意的预测方法。主要原因是对横流转捩机理缺乏充分的认识和理解。以往有关横流问题的理论和数值研究主要集中在低速流中，且多停留在横流不稳定模态，即首次和二次失稳模态的研究上，缺乏与转捩过程直接的联系。本项目拟以高超声速后掠平板、大后掠三角翼的边界层为研究对象，采用稳定性分析与数值模拟相结合的方法，开展横流失稳的转捩机理和横流涡抑制转捩机理的研究。后者的研究结果可为壁面分布式粗糙元抑制转捩的设计提供依据。对于转捩过程，我们将借鉴在Mack模态转捩的breakdown过程中发现的机理，研究横流涡引起的平均流修正对边界层的不稳定性是正反馈还是负反馈，以理解横流转捩的关键机理，从而为预测和控制横流转捩提供思路和方法。

边界层转捩是高超声速飞行器设计中需要考虑的重要问题。在一般的三维边界层中，不稳定波以横流涡的形式出现，而目前针对这类转捩问题没有满意的预测方法。为了解决横流转捩预测问题，需要充分认识和理解横流转捩过程的机理。本项目采用直接数值模拟与稳定性分析相结合的方法，对横流涡转捩机理和转捩控制机理开展研究。除了以上项目计划完成的内容外，还进一步对高超声速横流转捩判据开展了研究。研究发现，横流转捩的关键机理可以表述为：在breakdown过程中，二次模态增长修正了平均流，使得平均流对于高频扰动更稳定，而对于低频扰动更不稳定，从而形成一种正反馈机制，最终促使流动转变为湍流。这种“高频消退、低频放大”的转捩机制与Mack模态转捩机制有相似之处。不同的是，对于横流转捩，起正反馈机制的是二次失稳模态，而非首次失稳模态。在转捩控制的研究中发现，通过离散粗糙元激发特定尺度的定常涡，可以有效抑制转捩发生。由于最终转捩的发生是原有危险模态和控制模态之间竞争的结果，因此，在一定参数条件下，控制模态也可能促进转捩的发生。此外，由于二次失稳模态在横流转捩过程中扮演了关键的作用，提出了一种基于二次失稳模态线性增长幅值的转捩判据，并采用直接数值模拟方法进行了验证。项目所得结果提升了对高超声速三维边界层横流转捩关键机理的认识和理解，获得了可有效推迟转捩的定常涡控制参数，提出的转捩判据为解决横流的转捩预测提供了重要的思路和方法。