高温真实气体效应的高超声速边界层转捩研究

研究高温真实气体效应的高超声速边界层流动转捩问题是当前航空航天领域关注的热点问题。能否准确预测转捩直接影响到能否准确计算飞行器的阻力、热流和总体气动性能，是高超声速飞行器设计的关键。.本项目将针对温度超过2500K，空气中的氧和氮分子先后发生离解这一真实气体情形，采用流动稳定性分析和直接数值模拟相结合的研究方法，对典型（平板和锥体）高超声速边界层开展转捩预测研究。由于高温带来一系列复杂流动现象和空气热力学问题，流场中存在热化学非平衡，空气组分发生变化，已不再满足量热完全气体性质。本项目将主要研究：1）选择合适的化学反应模型和温度模型，以获得准确的高温气体的热物性参数值和流场；2）研究相应的流动稳定性分析方法和转捩预测的eN方法，并在此基础之上对典型高超声速边界层流动转捩问题进行研究；3）系统研究高温真实气体效应对流动稳定性和转捩位置的影响情况。所获得的结果将为高超声速飞行器设计提供依据。

能否准确预测转捩直接影响到能否准确计算飞行器的阻力、热流和总体气动性能，是高超声速飞行器设计的关键。研究高温真实气体效应的高超声速边界层流动转捩问题是当前航空航天领域关注的热点问题。本项目主要针对考虑气体分子的振动自由能被激发，气体比热是温度的函数这一高温真实气体效应，采用传统的和修正的eN方法，开展了零攻角的钝锥边界层和楔体这些典型的高超声速边界层流动进行转捩预测研究，得出高温真实气体效应对转捩位置的影响情况。提出了一种简便方法用于变比热高超声速平板和钝锥边界层流动直接数值模拟计算。计算研究了高超音速流动壁面温升规律。所获得的结果将为高超声速飞行器设计提供依据。