高超声速激波/边界层干扰及MVG阵列流动控制研究

发布时间：2024-03-16 19:30

　　高超声速飞行器流场中通常会伴随激波/边界层干扰(SWBLI),其引发的流动分离将导致进气道性能下降。该文采用湍流分离涡(DES)方法、结合有限体积离散方法对来流马赫数为7流场中SWBLI诱导的分离气泡进行数值研究,模拟结果清晰地显示了分离气泡从产生到充分发展的具体过程,揭示了分离气泡的产生机理。利用微型涡流发生器(MVG)阵列对其进行控制,讨论了流场结构、壁面静压力、壁面剪切力及总压损失等参数变化对SWBLI控制效果的影响。结果表明:MVG阵列可显著改变高超声速流体边界层,使得分离气泡尺寸减小,分离激波强度减弱,分离气泡内及其下游流体的流向速度梯度增加,总压损失降低可达1.9%。

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【部分图文】：

图1计算模型xy

图2不同网格节点数的流场壁面y/δ′=4处静压与温度分布

工程力学25绝热固壁边界，两侧面为周期性边界，其余各面均为压力远场边界条件。为确定流场计算区域节点数，本文选取疏网格184×108×50，中等网格224×160×80，密网格261×210×120，通过对比流场壁面y/δ′=4截面处静压与温度沿流向变化的数值模拟结果来进行网格收敛....

图5激波与边界层相互作用Fig.5Shockwave/boundarylayerinteraction

?鞒≈衳/δ*=86.2处的流向速度与总压无量纲值沿法向的分布，δ*=1.9mm为边界层位移厚度。在x/δ*=86.2截面处，其速度分布为未受干扰的边界层流动，对比本文模拟结果(实线)和Lee的实验与模拟结果，可知两者具有相似性，尤其是速度剖面与Lee结果较为吻合；总压分布的模拟....

图3x/δ*=86.2处速度剖面

26工程力学且Δ=max(Δx,Δy,Δz)为网格单元最大边长。当湍流尺度小于Δ时，采用SST两方程模型；当湍流尺度大于Δ时，则采用LES模型。各常数取值如下：CDES=0.78，β*=0.09。将上述数学模型进行无量纲处理并用有限体积法进行离散，对流项采用三阶MUSCL格式，时....

本文编号：3930001