壁温对压缩拐角流动影响的数值模拟研究

刘 亮，邱 波，曾 磊，姚 杰，朱目成

(1. 西南科技大学 制造科学与工程学院，绵阳 621010；2. 中国空气动力研究与发展中心，绵阳 621000)

0 引 言

高超声速飞行器气动布局中普遍存在一级或多级压缩拐角结构，如进气道、襟翼等。拐角区域存在分离再附流动、激波与边界层干扰等复杂现象，对局部热环境的分布会产生较大影响。针对这一结构，国内外学者进行了大量的研究。Davis和Sturvant[1]开展了非平衡真实气体对压缩拐角分离长度的研究。童福林[2]采用直接数值模拟（DNS）方法研究激波对边界层的影响，结果表明分离气泡上方的剪切层对分离流动有显著影响。Simeonides和Vermeulen[3]提供了二维压缩角中完全层流和过渡激波/附面层相互作用的实验数据，并对两个Navier-Stokes解算器进行了验证。John[4]研究表明前缘钝度会减小二维流场的分离区，增大轴对称流场的分离区。李素循[5]的研究表明楔面上的压力峰值随着楔角的增加迅速增大，且压力峰值的位置慢慢向楔面根部方向移动。陈苏宇[6]、赵一龙[7]对相关研究进行了总结和进一步研究，表明层流边界层在侧板激波作用下首先发生转捩，然后分离，分离后的流动为显著的半锥形流场结构，雷诺数对峰值热流大小和转捩过程影响明显。

总的来说，上述研究对于压缩拐角的流动特征已经有了较为全面的认识，但大多是在300 K均匀“冷壁”条件下进行的。而在真实的高超声速飞行中，气动加热会使得飞行器表面温度升高，壁面温度对于压缩拐角的影响显然不可忽略。……