高超声速条件下凸曲率壁面混合层的流动演化OA北大核心CSTPCD

随着高超声速飞行器的不断更新换代,对成像窗口提出了新的设计要求,即共形窗口以提高气动特性,这要求在超声速气膜和光学窗口需要与飞行器机身保持相同的曲率外形.在马赫数Ma=6高超声速静风洞中开展了凸曲率壁面(CV)混合层稳定性研究.采用基于纳米粒子的平面激光散射技术捕获到混合层流场结构,结合分形维数对混合层失稳规律进行研究.使用数值模拟技术得到了压力、压缩冲量(I_(p))沿流向演化结果.结果表明:随着来流总压(P_(0))的增大,静压比(RSP)减小,混合层失稳位置延迟,典型涡结构移动速度增大.CV壁面由于顺压梯度的存在使得压力沿流向下降,沿壁面切向的超声速气膜处于工作状态时,可以提升壁面压力,随着P_0增大,RSP随之降低,提升效果下降;流动受到CV的膨胀效应影响,Ip沿流向下降,超声速气膜可以削弱CV上的膨胀效应从而抑制Ip的下降;压缩冲量的变化率△I_(p)受P_(0)影响显著,在弯曲冲量I_Φ=0.191—3.624内,当P_(0)=0.5 MPa,△I_(p)从178.67%降至12.02%;当P_(0)=1.0 MPa,△I_(p)从40.38%降至5.64%.△I_(p)随I_Φ增大而降低,随着P_(0)增大,降低幅度减小.结果揭示凸曲率影响下的高超声速混合层流动演化规律,对高超声速飞行器实现气动减阻与防热特性的外形设计提供一定参考.