CKDO 一方程模型计算高超声速横流转捩

王 浩，徐晶磊

(1.北京航空航天大学 能源与动力工程学院，北京 100191；2.上海交通大学 航空航天学院，上海 200240；3.北京航空航天大学杭州创新研究院（余杭）航空学院，杭州 310023)

0 引言

高超声速转捩对高超声速飞行器的飞行状态有显著影响，主要体现在气动热/力与动力方面。一方面，转捩后湍流的壁面摩擦力和传热速率远高于层流，大约是3～5 倍[1]，使得高超声速飞行器热防护系统的设计非常具有挑战性；转捩后的气动载荷分布也会发生显著变化，影响气动配平、带来飞行安全问题。另一方面，湍流边界层的抗分离能力更强，可以有效地克服超燃冲压发动机入口处的边界层分离，并且湍流边界层的掺混能力也更强，可以增强发动机中燃料与空气的掺混，使燃料可以充分燃烧。如果能够准确预测到转捩的位置和区域，就更有把握通过优化外形、改变壁面条件等多种手段来延迟或促进转捩的发生，以满足种种工程需求。在真实飞行器的三维边界层中，受压力梯度和后掠角的共同作用，边界层内近壁区往往会出现与边界层外势流平面内流线方向垂直的流动分量，称为横流流动[2]。当横流速度出现拐点时，将会产生流动失稳并容易发展为三维边界层转捩。因此，高超声横流转捩的研究有着迫切的实际需求，发展相应的预测或计算方法具有重要的工程意义。

高超声速横流转捩是集来流湍流-激波相互作用、可压缩湍流、横流、转捩等复杂流动因素于一身的、长期困扰科研人员的难题。……