【儀表網(wǎng) 研發(fā)快訊】激波/湍流邊界層干擾(STBLI)廣泛存在于高超聲速飛行器的內(nèi)外部流動中，會顯著影響飛行器的氣動力和氣動熱特性。壁溫作為一個(gè)重要的影響參數(shù)，其影響機(jī)理及規(guī)律是STBLI研究中關(guān)注的重點(diǎn)問題。近期，力學(xué)所空天飛行器流動數(shù)值模擬課題組采用直接數(shù)值模擬方法(DNS)研究了壁溫對高超聲速激波/湍流邊界層干擾的影響機(jī)理及規(guī)律，著重探討了壁溫對流動結(jié)構(gòu)和激波低頻振蕩等方面的作用機(jī)理，并給出了不同壁溫條件下的壁壓分布規(guī)律。該工作以“Effects of wall temperature on hypersonic shock wave/turbulent boundary layer interactions”為題發(fā)表在Journal of Fluid Mechanics期刊上。
該研究使用了課題組自主開發(fā)的CPU/GPU異構(gòu)計(jì)算流體力學(xué)開源軟件OpenCFD-SCU對壁溫比分別為0.50,0.75和1.0的壓縮折角STBLI流動算例進(jìn)行了DNS，給出了高時(shí)空分辨率的數(shù)值結(jié)果，如圖1。研究表明在高超聲速STBLI中，降低壁溫有助于抑制流動分離，如圖2。這主要是因?yàn)榻档捅跍靥岣吡送牧鬟吔鐚咏谔幜黧w的動量，使其對逆壓梯度的抵抗能力增強(qiáng)而更難產(chǎn)生分離。
圖1 絕熱壁條件下Q = 0.1的瞬時(shí)等值面圖
圖2 壁溫比為 (a) 0.50，(b) 0.75和 (c) 1.0條件下的流向速度云圖和流線分布
根據(jù)自由干擾(free-interaction)理論，驗(yàn)證了不同壁溫下的流動具有一定相似性，并提出了不同壁溫條件下壁壓分布的關(guān)系如下：
其中n在壓縮折角STBLI中為0.85。使用該式可以根據(jù)某個(gè)壁溫下的壁壓分布預(yù)測其他壁溫條件下的壁壓分布。圖3表明該式對折角上游壁壓分布的預(yù)測結(jié)果的準(zhǔn)確性較高。
圖3 馬赫數(shù) (a) 2.9和 (b) 6的壓縮折角STBLI的壁壓預(yù)測結(jié)果
通過壁壓的加權(quán)功率譜密度(WPSD)研究了不同壁溫下的分離激波低頻振蕩現(xiàn)象。結(jié)果表明，降低壁溫可以顯著抑制分離激波的低頻不穩(wěn)定性，如圖4。通過對上下游站點(diǎn)低頻特性的時(shí)空關(guān)聯(lián)系數(shù)的分析，結(jié)果顯示下游機(jī)制在STBLI的低頻不穩(wěn)定性中起主導(dǎo)作用。壁溫主要是通過影響分離泡的尺度從而對分離激波低頻振蕩的強(qiáng)度產(chǎn)生了作用。
圖4 壁溫比為 (a) 0.50，(b) 0.75和 (c) 1.0條件下的WPSD云圖
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