激波/附面层干扰中激波低频振荡机理的诊断与分析

The study of shock wave /boundary layer interactions has a wide range of applications in the inner and outer flow of hypersonic vehicles. The phenomenon of low-frequency oscillations in shock wave/boundary layer interactions is one of the key issues for the development of hypersonic vehicles. However, based on the current research results, the generation mechanism of low frequency oscillations is still an open question. In this research proposal, a new way to diagnose and analyze the generation mechanism of low-frequency oscillations is proposed. It is expected to clarify the physical mechanism of the shock wave low-frequency oscillation. First, with the experimental study and large-eddy simulation, the multi-scale and unsteady flow characteristics in the shock wave/boundary layer interactions, especially the low-frequency oscillations of shock waves, is studied. Second, localized-artificial perturbations are induced in the large-eddy simulations, with the purpose of changing the unsteady flow characteristics at several important positions. The generation mechanism of low-frequency oscillations is comprehensively analyzed together with the results of experimental study and large-eddy simulation without artificial perturbations. At last, flow control method is explored with the knowledge of flow phenomena and its physical mechanism. The expected results of this proposal could be used to suppress or prevent the adverse effects caused by the low-frequency oscillations of shock wave. In addition, it could provide guidance for the development of efficient and stable flow control methods.

激波/附面层干扰广泛存在于高超声速飞行器的内流和外流中，其引发的激波低频振荡现象是研究和开发高超声速飞行器不可回避的关键问题之一,但目前的研究结果表明激波低频振荡的产生机理尚未明确。本项目提出了利用局部人工诱导扰动的思想对激波低频振荡机理进行诊断与分析，有望阐明激波低频振荡的物理机理。首先通过实验和大涡模拟相结合的方法，研究激波/附面层干扰中多尺度、非定常的流动特征，重点研究激波低频振荡特性；第二，在大涡模拟中，利用局部人工诱导扰动方法，分别改变几个关键位置的局部非定常特征，诊断局部非定常扰动与激波低频振荡的关系，结合实验及无人工诱导扰动的大涡模拟计算结果，系统分析激波低频振荡的产生机理。第三，在对流动现象和物理机理清晰认识的基础上，探索基于人工诱导扰动的先进流动控制技术。通过本项目的研究，可为抑制或避免激波低频振荡产生的不良影响提供理论依据，并为实施高效、稳定的流动控制技术提供指导。

激波与附面层干扰广泛存在于高超声速飞行器的内流和外流中，当飞行器在高马赫数飞行时，强激波与附面层干扰常导致附面层的流动分离，并伴随产生激波的低频振荡现象。激波/附面层干扰中的激波低频振荡现象是研究和开发高超声速飞行器不可回避的关键问题之一。本课题研究了激波/附面层干扰流动分离问题，揭示二维和三维激波/附面层干扰的物理机理，采用实验研究分析了一种分流楔技术在抑制或消除激波诱导流动分离的控制作用，并数值研究了一种后台阶技术的流动控制方法，为实施高效、稳定的激波/附面层干扰流动控制技术提供了指导。.在二维激波/边界层干扰中，对激波导致的流动分析现象进行了详细的阐述；在三维激波/边界层干扰中，对比了与二维激波/边界层干扰的不同，发现在三维激波/边界层干扰中入射激波呈现弓形激波特性，弓形激波的强度随着远离中心对称面而变弱。在三维激波/边界层干扰中，指出在中心对称面上入射斜激波具有明显的三维特征，反射激波具有较强的间断，分离涡前缘的反射激波是导致边界层湍流脉动增强的主要原因。弓形激波在展向上与边界层干扰，诱导湍动能产生了展向上的不均匀分布，诱发的额外的湍流脉动，通过功率密度谱分析，发现在流动在激波入射点附件存在低频震荡现象。.开展了高超声速风洞试验研究，在高马赫数下证实了一种分流楔可对激波/边界层干扰流动分离现象进行有效的抑制。研究结果表明，在无分流楔控制条件下，激波与湍流边界层干扰，可在干扰区附近产生较大尺度的分离流动，分离流动的特点及其附近的波系结果与大涡模拟结果相同，而在有分流楔控制条件下，由于分流楔后缘存在了较强的剪切流层与膨胀波系，增厚了入射激波的宽度，缓解了入射激波强度，入射激波与壁面干扰产生反射，但反射激波角度明显小于无分流楔控制时分离涡顶部产生的反射激波角度，在激波干扰区附近未发现明显的激波诱导流动分离现象，证实了分流楔的可对激波/附面层干扰流动分离现象进行有效的抑制。.提出了一种基于后台阶的激波边界层干扰流动控制技术，用于提高火箭-冲压发动机进气道的气动性能、降低进气流场畸变程度。通过的大涡模拟数值计算，验证该技术的有效性。施加后台阶流动控制后，可降低反射激波根部剪切层的涡系强度，使得反射激波形成于更加靠下游的位置且降低了高度，有利于避免反射激波与火箭-冲压发动机进气道流场的干扰，有利于提高进气道的流量捕获系数，避免反射激波导致的流动畸变。.