【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。壁溫作為一個重要的影響參數(shù)，其影響機理及規(guī)律是STBLI研究中關注的重點問題。近期，力學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理及規(guī)律，著重探討了壁溫對流動結構和激波低頻振蕩等方面的作用機理，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異構計算流體力學開源軟件OpenCFD-SCU對壁溫比分別為0.50,0.75和1.0的壓縮折角STBLI流動算例進行了DNS，給出了高時空分辨率的數(shù)值結果，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。這主要是因為降低壁溫提高了湍流邊界層近壁處流體的動量，使其對逆壓梯度的抵抗能力增強而更難產生分離。
 

圖1 絕熱壁條件下Q = 0.1的瞬時等值面圖
 

　　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)某個壁溫下的壁壓分布預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測結果的準確性較高。
 

圖3 馬赫數(shù) (a) 2.9和 (b) 6的壓縮折角STBLI的壁壓預測結果
 

　　通過壁壓的加權功率譜密度(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。通過對上下游站點低頻特性的時空關聯(lián)系數(shù)的分析，結果顯示下游機制在STBLI的低頻不穩(wěn)定性中起主導作用。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度產生了作用。
 

　　圖4 壁溫比為 (a) 0.50，(b) 0.75和 (c) 1.0條件下的WPSD云圖