《高超聲速飛行器前緣鈍度對邊界層轉捩影響機理》是依託中國航天空氣動力技術研究院，由關發明擔任項目負責人的青年科學基金項目。
基本介紹
- 中文名：高超聲速飛行器前緣鈍度對邊界層轉捩影響機理
- 項目類別：青年科學基金項目
- 項目負責人：關發明
- 依託單位：中國航天空氣動力技術研究院
項目摘要,結題摘要,
項目摘要
高超聲速飛行器邊界層轉捩對飛行器氣動力/熱產生重要影響，導致摩擦阻力和熱流數倍的升高，因而高超聲速飛行器氣動力和氣動防熱的精確設計需要準確的邊界層轉捩位置預測。高超聲速飛行器前緣鈍度對邊界層轉捩有很大影響：對於圓錐邊界層，前緣鈍度對邊界層轉捩的影響存在轉捩反向（transition reversal）的現象，即前緣半徑小於臨界半徑時，轉捩位置隨前緣半徑增大而後移，前緣半徑大於臨界半徑時，轉捩位置隨前緣半徑增大而前移；對於楔面邊界層，前緣對邊界層轉捩的影響表現為隨著前緣半徑的增大邊界層轉捩位置後移，這一現象對於新一代面對稱尖化前緣吸氣式高超聲速飛行器設計尤為重要。採用理論分析、直接數值模擬和地面風洞試驗相結合的研究手段，針對小鈍錐外形和小鈍楔外形高超聲速飛行器邊界層轉捩現象開展基礎研究，探討前緣鈍度對這兩類外形邊界層轉捩影響機理，為新一代尖化前緣高超聲速飛行器設計提供理論基礎。
結題摘要
本項目緊密圍繞新一代尖化前緣高超聲速飛行器發展的熱點基礎問題——尖化前緣半徑引起的高超聲速飛行器轉捩基礎問題，採用穩定性理論、地面風洞試驗和數值模擬相結合的手段，研究了高超聲速圓錐邊界層和楔面邊界層轉捩影響的現象、特徵及其機理。穩定性理論分析方面，討論了半楔角、前緣半徑、來流馬赫數和壁面溫度等因素對高超聲速二維楔面邊界層穩定性的影響，結果表明：隨著半楔角的增大，擾動波最大增長率呈現先增大後減小的變化趨勢；隨著來流馬赫數的增大，擾動波最不穩定頻率一致降低；隨著前緣半徑的增大和壁溫的升高，擾動波向穩定方向發展。風洞試驗方面，利用FD-20風洞，試驗測量了來流馬赫數Ma=6、單位雷諾數Re/m=1.0E7條件下，不同前緣半徑對應的圓錐壁面和楔型壁面熱流數據，通過平均熱流分布特性，研究了不同前緣半徑對應的圓錐邊界層和楔面邊界層轉捩規律，發現：圓錐邊界層轉捩特性隨前緣鈍化半徑變化存在反轉現象；而對於楔面邊界層而言，前緣鈍化則一直表現出抑制轉捩作用。數值模擬方面，分析了圓錐邊界層和楔面邊界層失穩、轉捩特性，給出了楔面邊界層的線性失穩、非線性失穩過程和轉捩過程，探究了圓錐邊界層轉捩過程的主控流動結構。
