基于DES方法的高超聲速激波/邊界層干擾的雙微楔控制數值研究

董祥瑞， 陳耀慧， 董剛， 劉怡昕

南京理工大學 瞬態物理重點實驗室， 南京　210094

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基于DES方法的高超聲速激波/邊界層干擾的雙微楔控制數值研究

董祥瑞， 陳耀慧*， 董剛， 劉怡昕

南京理工大學 瞬態物理重點實驗室， 南京210094

高超聲速飛行器在流場中通常會伴隨激波/邊界層干擾(SWBLI)，其引發的流動分離將導致進氣道性能下降。采用湍流離散渦模擬(DES)方法、結合有限體積離散方法與自適應網格加密(AMR)技術對來流馬赫數為7.0的流場中SWBLI誘導的流動分離進行數值模擬，并分別采用單、雙微楔對其進行控制。針對流場結構、近壁面流向速度、壓力梯度及總壓損失等參數，分析討論了不同雙微楔流向安裝位置對SWBLI的控制效果。研究結果表明：雙微楔產生的流向渦對與渦對之間的相互誘導促進了各自流向渦對之間的卷吸作用，使得雙微楔對分離氣泡的消除效果優于單只微楔；流動總壓損失系數隨著微楔后緣與分離氣泡中心的距離的減小呈先減小后增加的趨勢；綜合討論流向渦強度與形狀阻力的影響，得到了雙微楔最佳流向安裝位置。

高超聲速； 激波/邊界層干擾； 分離氣泡； 雙微楔； 流向渦

在超聲速及高超聲速流場中，飛行器表面凸起器件所產生的激波與其邊界層相互作用誘導的流動分離，對其表面及發動機工作性能將產生不良影響，例如局部壓力和熱載荷升高、飛行阻力增加、升力降低、總壓損失增加甚至造成發動機無法啟動等。因此，流動分離及控制技術對超聲速及高超聲速飛行器的研制與性能優化具有重要意義。同時，激波/邊界層相互作用所誘發的復雜流動現象及控制機理涉及流體力學、空氣動力學、熱力學等諸多領域，具有十分重要的研究意義。

激波/邊界層干擾(SWBLI)現象最早發現于1939年，Ferri和Atti[1]在超聲速風洞試驗中首次觀察到機翼后緣附近SWBLI導致的邊界層分離現象。1971年，MacCormack[2]首次開展了數值模擬方面的工作，其關于二維及三維壓縮拐角誘導的激波與層流邊界層相互作用的模擬取得了突破性的進展。目前針對SWBLI現象的控制主要有邊界層吹除[3]、吹吸[4-5]、循環控制[6]、等離子體控制[7-8]以及渦流發生器控制[9-10]等方式，其中，被動式微型渦流發生器(MVG)以其構造簡單、安裝方便、無需供電、性價比高、低附加阻力、控制效率高等優點成為近幾年的研究熱點。初步研究表明，此類MVG的高度約為0.1～0.5倍邊界層厚度，可增加邊界層底層的流體能量，減少逆壓梯度形成，延緩邊界層流體分離，且不產生大的附加阻力。2006年，Anderson等[11]通過采用響應面模型的實驗方法，在雷諾Navier-Stokes(RANS)基礎上對馬赫數2.0來流條件下的3種渦流發生器——標準微葉片(Micro-vane)、錐形微葉片和標準微楔(Micro-ramp)進行構型參數優化。此后，Lee等[12]分別利用RANS方法、大渦模擬(LES)方法以及單調積分大渦模擬(MILES)方法進行了超聲速條件下微楔的相關研究，得出LES能夠更好地模擬瞬時流場；同時比較了BR(基本微楔模型)、HR(微楔高度為BR的50%)和HRD(微楔高度為BR的50%，且尾緣位于初始位置與激波入射點的中心)3種微楔模型的控制效果，發現由于BR模型高度高于邊界層超聲速區域，將會導致總壓損失的增加以及渦旋的快速脫落。因此，后兩種微楔模型比BR的控制效果更好。Titchener等[13]于2013年通過實驗分析了不同MVG配置對激波邊界層作用的影響，得出相同尺寸及安裝位置的微葉片相比微楔與微射流渦流發生器的控制效果更理想，不但能將中心位置的分離區域完全移除，而且邊界層表面壓力與總壓恢復也有很好的改善。Sharma與Ghosh[14]在基于一種新型MVG(開槽楔形塊)對來流馬赫數為2.5的超聲速流場的SWBLI控制研究中指出，這種新型MVG控制效果比標準MVG更好，且適當增加MVG裝置高度與槽道直徑可以提高其控制效果。之后，不少學者集中于各種MVG的尾流結構的研究。文獻[15-17]在激波與渦環結構的相互作用研究中指出，MVG誘導的流向渦與K-H渦對SWBLI的控制均可起到積極作用，然而K-H 渦結構比流向渦更穩定，可維持其形狀直至穿透激波邊界層作用區；不同入口流動條件會對環形結構的形狀、渦來源、動量虧損區及流向速度剖面產生至關重要的影響。國內學者張瑜等[18]對跨聲速流場中激波邊界層干擾的開孔控制進行了深入研究，結果表明，不同空腔深度的開孔壁和導管連通壁均可對壁面激波與邊界層的相互作用實現被動控制，使得沿翼型表面的馬赫數峰值、逆壓力梯度和激波強度明顯減小。劉剛等[19]利用RANS方法對葉片式渦流發生器進行了數值模擬，探討了渦流發生器的安裝方式、剖面形狀、幾何尺度等因素對分離流動控制的影響。薛大文等[20-21]采用LES方法和沉浸邊界法(IBM)，數值模擬了微型三角楔超聲速繞流特性與其控制作用下的翼型繞流，揭示了微楔改變超聲速流體邊界層結構的控制機理。此外，褚胡冰等[22]提出了渦流發生器在飛機增升裝置中的應用及數值模擬方法研究。

盡管國內外學者對SWBLI控制技術進行了大量的數值與實驗研究，例如跨聲速、超聲速條件下主、被動渦流發生器的控制機理以及渦流發生器誘導的渦系結構與邊界層流動特性等，其中來流馬赫數處于0.8～3.5之間較為多見。然而有關高超聲速(來流馬赫數Ma∞>5.0)流場中SWBLI誘導的流動分離邊界層結構、壓力梯度、總壓損失等特性及雙微楔控制機理研究的文章鮮有報道。本文采用離散渦模擬(DES)方法、結合有限體積離散方法與自適應網格加密(AMR)技術對來流馬赫數為7.0的流場中SWBLI所誘導的流動分離的微楔控制進行數值計算；相比Ma∞<5.0的超聲速流動，從網格尺度、流場邊界條件以及激波發生器等幾何模型方面進行完善。對比分析單、雙微楔的控制機理，并基于邊界層流向速度、壓力梯度及總壓損失等參數討論流向安裝位置對流動分離控制效果的影響。

1　數學模型與數值方法

1.1數學模型

本文重點研究SWBLI控制機理與控制效果，采用三維可壓Navier-Stokes方程為

(1)

(2)

(3)

式中：ρ為氣體密度；xi、vi與fi分別為坐標、速度分量與受力，i=1、2、3表示3個笛卡兒方向；pij=-pδij+τij為壓應力張量和黏性應力張量之和，p為壓力，δij為克羅內克符號，τij=λskkδij+2μsij為黏性應力張量，λ和μ分別為第二黏性系數和動力學黏性系數，sij為變形速度對稱張量；κ與T分別為熱傳導系數和溫度；e為單位質量的內能；q為由于輻射等原因在單位時間內傳入單位質量的熱量。本文設定氣體為理想氣體，則有狀態方程：p=ρRT，R為氣體常數。

1.2計算方法

DES作為一種RANS/LES耦合的分離渦模型，結合LES和RANS的優點，其湍流模型在網格足夠密的區域采用LES中的亞格子應力模型，在其他區域采用RANS模型。本文在剪切應力傳輸(SST)k-ω湍流模型的基礎上采用DES方法數值模擬了高超聲速(Ma=7.0)條件下SWBLI誘導的流動分離流場。SSTk-ω湍流模型方程為

(4)

(5)

式中：k為湍動能；ω為比耗散率；ui為速度分量；lk -ω為湍流尺度；μ′和μτ分別為層流黏性系數與湍流黏性系數；σk、σω、Cω、σω2和βω為模式參數；Pk和Pω為湍流生成項[23]。其中，湍流黏性系數為

(6)

式中：a1為模型常數；Ω為渦量絕對值；F1和F2為開關函數。采用DES模型進行計算時，需將湍流尺度lk -ω=k1/2/(β*ω)替換成lDES=min (lk -ω，CDESΔ)，其中CDES與β*均為常數，Δ=max(Δx, Δy, Δz)為網格單元的最大邊長，Δx、Δy和Δz分別為單元網格在x、y和z方向上的長度(x、y和z分別為流向、展向和法向)。當湍流尺度小于Δ時，采用SST兩方程模型；當湍流尺度大于Δ時，則采用LES模型。各常數取值如下：CDES=0.78，β*=0.09。將上述數學模型進行無量綱處理并用有限體積法進行離散，對流項采用三階MUSCL差分格式，時間推進采用三階精度的龍格-庫塔法。

1.3計算模型

本文采取7種不同微楔配置(Case 1～Case 7)對SWBLI流場進行控制，微楔個數n、高度h及其流向安裝位置Xp(微楔尾緣與分離氣泡中心的流向距離)的設定見表1，其中Case 8為無控流場(無微楔控制)，δ′=0.6 mm為無控流場中分離氣泡的高度。其他幾何參數參考Anderson等[11]提出的最佳構型參數設定：半角Ap=24°，弦長c=7.2h，間距s=7.5h，如圖1所示。以分離氣泡高度無量綱化流場幾何空間：Lx×Ly×Lz=33.3×10.0×8.3，激波發生角為α=20°，來流馬赫數為Ma=7.0，雷諾數為Re≈5.03×106，邊界條件的設定參考文獻[12]。圖2為流場空間內微楔附近自適應加密后的網格，以壓力梯度作為判定依據，初始網格節點數為224×160×80，其中最小網格尺寸為Δz=0.002 mm，庫朗數CFL為0.4。

表1　幾何模型參數

圖1　雙微楔幾何構型Fig.1　Geometric configuration of double micro-ramps

圖2　流場自適應網格Fig.2　Adaptive grid of flow field

1.4數值方法驗證

為驗證上述數值方法可靠性，本文引用美國Lee等[12]的LES模擬結果及其采用的WPAFB[12]試驗結果進行對比討論。風洞試驗段馬赫數為Ma=3.0， 來流壓力為p∞=7.076×104N·m-2，溫度為T=582.3 K。

本文選取Lee的無控流場(NR)模型進行DES模擬，且流場幾何模型與初始條件、邊界條件等均與之一致。圖3為流場中流向位置x/δ*=86.2處的流向速度u與總壓p0沿法向z的分布，其中δ*=1.9 mm為邊界層位移厚度，u∞與p0∞分別為入口流向速度及入口總壓。在x/δ*=86.2截面處，其速度分布為未受干擾的邊界層流動，對比本文模擬結果(實線)與Lee的試驗和模擬結果可知，兩者具有相似性，尤其是速度剖面與Lee的結果較為吻合；總壓分布的模擬結果與Lee的數據相比有少許虧損，這是由于本文所模擬的無控流場所受入口激波的影響相對較大，總壓損失稍有增加，然而此現象并不影響其變化趨勢，相似性依然可見，因此可驗證該數值方法的可靠性。

圖3　x/δ*=86.2處的流向速度剖面與總壓分布Fig.3　Streamwise velocity profile and total pressure distribution at x/δ*=86.2

2　結果討論與分析

2.1單、雙微楔控制機理

圖4(a)和圖4(b)分別為表1中Case 1(單微楔)與Case 3(雙微楔)的流場流線與u/u∞=0等值面分布，微楔幾何尺寸相同。圖中流經微楔后緣上表面的流體沿下游下沉并分流，并帶動附近高能流體向下翻卷；然而流經微楔兩側的流體沿下游向對稱中心面匯聚，并帶動壁面附近分離氣泡內低能流體向上抬升。這兩股流體分別經過匯聚、分流等過程相互作用形成一對逆旋流向渦，將分離邊界層內低能流體卷入上方高能流體，同時，將上方高能流體帶入分離邊界層內，起到摻混的作用。微楔作用下的流場對稱面凸起就是低能流體被帶入邊界層上方的結果，且位于該渦對正下方的u/u∞=0等值面包裹下的分離氣泡向壁面凹陷，再附線向上游縮進，可確定微楔能夠有效改善分離氣泡的形狀。然而與單微楔相比，雙微楔所誘導流向渦正下方的分離氣泡向下凹陷甚至消失，再附線也沿上游縮進(見圖4(b))。

為進一步分析上述雙微楔相互促進的機理，本文在Case 1和Case 3流場下游x/δ′=18.3處切片得到流向速度u與展向速度v的等值分布，如圖5所示。從圖5(a)中可以看出，與Case 1相比，Case 3下的流場動量虧損區和分離區域的控制效果具有明顯優勢。分析可得雙微楔控制機理(見圖6)為：兩微楔各自誘導一對流向渦，其旋轉方向如圖6所示的流向渦對1、2與3、4。由于2、3流向渦間隙有限，兩渦在邊界層上方不斷相遇，一同帶動附近高速流體向壁面流動，在近壁處相離(其運動趨勢可由圖5(b)展向速度分布分析得出，且兩渦對的不對稱性歸因于2、3渦的相互作用)。這兩渦相互誘導使得被帶入的高速流體促進了低速流體的卷吸過程，同時也促進了2、3渦與1、4渦對分離氣泡內回流的抬升與摻混。由于這一系列促進作用，最終使得兩渦對外側渦(1、4)的卷吸效果優于單微楔誘導的流向渦。

圖4　微楔繞流結構與工作機理Fig.4　Flow structure past micro-ramp and working mechanism

圖5　x/δ′=18.3切面處的速度等值分布Fig.5　Velocity contour plots on slice of x/δ′=18.3

圖6　雙微楔控制機理Fig.6　Control mechanism of double micro-ramps

2.2雙微楔流向位置對SWBLI的影響

圖7為表1所列Case 2～Case 7流場流向速度u/u∞=0的等值面分布。由Case 2～Case 5可知，微楔尾緣與分離氣泡中心流向距離Xp越小，控制面局部分離程度減緩效果越明顯，分離氣泡流向尺寸越小；然而當Xp減小到一定程度后(Case 6和Case 7)，雙微楔尾緣越靠近分離區域，其自身附加阻力作用于分離區域所產生的消極影響越明顯，具體表現為分離區域的展向擴增從微楔對稱面起始向兩側蔓延，流向則向來流反方向擴增。綜上可知，Case 3之前(Xp>8.17δ′)的雙微楔距離分離區域中心處較遠，控制效果不明顯；Case 5以后(Xp<6.50δ′)的雙微楔由于與氣泡內回流距離過近，其因附加形狀阻力在后緣近壁處產生的回流與分離氣泡內回流相互影響，附加阻力對分離氣泡的消極作用多于流向渦產生的積極作用，不能起到延緩邊界層分離的效果。

圖7　流場流向速度等值面(u/u∞=0)Fig.7　Iso-surface of streamwise velocity (u/u∞=0)

圖8為Case 2～Case 8流場邊界層底層一法向截面在控制面上的壓力梯度dp/dx沿x方向的變化曲線。由圖中Case 8無控情況可知，由于激波入射作用，邊界層內流體壓力梯度在x/δ′=17處(標記①)開始迅速增加，逆壓梯度出現，證明此處為邊界層初始分離位置，因此逆壓梯度的出現與增加是導致邊界層分離的重要原因；此后，壓力梯度因流經入射激波區域及膨脹波系區域先升高后降低，故壓力在激波入射點上方出現第一峰值(標記②)；壓力梯度在x/δ′=19.5處再次出現陡升，在x/δ′=22.5處降至零壓力梯度，此時壓力出現第二峰值，可確定此處為邊界層再附的初始位置(標記③)。分析Case 2～Case 7流場，隨著Xp的減小，微楔越靠近分離區域，微楔下游邊界層初始分離位置逐漸向下游移動；然而當Xp減小到一定程度之后，初始分離點反而向上游擴張(標記①)，尤其是Case 2和Case 7的初始分離位置已越過Case 8無控情況。此后，Case 5和Case 6的流場初始分離位置盡管有所延緩，逆壓梯度在整個分離氣泡區域劇烈增加，即在標記②與③之間壓力陡升現象較嚴重。綜合分析微楔流向安裝位置對下游分離初始位置與分離中心逆壓梯度變化的影響可知，Case 3與Case 4的控制效果最好，即微楔尾緣流向位置與分離氣泡中心距離7.33δ′≤Xp≤8.17δ′時，雙微楔可達到減緩邊界層分離的控制效果。

圖8　壓力梯度沿x方向的變化曲線Fig.8　Variation curves of pressure gradient along x-axis

2.3基于不同雙微楔配置控制的流場總壓損失

總壓損失系數作為整個流場總壓損失程度的衡量，可定義為入口總壓p0_in與出口總壓p0_out的差值與動壓的比值[24]，計算公式為

(7)

式中：U0為來流速度。

將流動控制用于 SWBLI主要有兩個目的：抑制激波誘導的流動分離和降低總壓損失。表2將Case 2～Case 8流場進出口總壓值以及總壓損失系數進行了對比，表中有控流場除Case 7之外，總壓損失相比Case 8無控流場均得到減少。根據微楔流向位置變化對總壓損失變化的影響，對比Case 2～Case 7的控制結果可知，總壓損失系數隨著微楔尾緣與分離氣泡中心距離Xp的減小呈先減小后增加的趨勢。這是由于微楔距離分離區域越近，所誘導的流向渦的初始段(渦強度較大)作用于分離氣泡的有效區域越大，對其總壓損失的減緩也越明顯；然而當Xp減小到一定程度后，微楔因附加形狀阻力在后緣近壁處產生的回流與分離氣泡內回流相互影響，附加阻力對分離氣泡的消極作用多于流向渦產生的積極作用，進而增加了部分總壓損失。

表2流場控制前后總壓及總壓損失系數對比

Table 2Total pressure and total pressure loss coefficient of flow field before and after control

Modelp0＿in/(Pa·m2)p0＿out/(Pa·m2)Cpt/10-3Case212649．2051329．89863．2435Case312633．2771386．92113．2225Case412642．5521369．53033．2302Case512642．4151329．25963．2417Case612644．6921276．04753．2576Case712643．5751168．48903．2881Case812625．3511164．04403．2842

3　結　論

本文采用DES方法針對高超聲速流場中(Ma=7.0)的SWBLI誘導的流動分離及雙微楔控制進行了數值研究。

1) 微楔陣列可明顯改善高超聲速流場中分離邊界層，因其誘導的逆旋流向渦對分離邊界層內低能流體與外部高能流體起到摻混的作用，使得流場分離區域流向速度剖面更飽滿，分離氣泡尺寸減小、邊界層穩定性增加。

2) 由于雙微楔產生的流向渦對與渦對之間的相互誘導促進了各自流向渦對之間的卷吸作用，使得雙微楔對分離氣泡的消除效果優于單只微楔。

3)總壓損失系數隨著微楔后緣與分離氣泡中心的距離的減小呈先減小后增加的趨勢。

4) 綜合討論形狀阻力與流向渦強度對控制效果的影響，本文雙微楔最佳流向安裝位置為：7.33δ′≤Xp≤8.17δ′。

[1]FERRI A, ATTI D G. Experimental results with airfoils tested in the high speed tunnel at Guidonia: NACA TM 946[R]. Washington, D.C.: National Advisory Committee for Aeronautics, 1939.

[2]MACCORMACK R W. Numerical solution of the interaction of a shock wave with a laminar boundary layer[C]//Proceedings of the Second International Conference on Numerical Methods in Fluid Dynamics. Berlin: Springer Heidelberg, 1971: 151-163.

[3]KNIGHT D, YAN H, PANARAS A G, et al. Advances in CFD prediction of shock wave turbulent boundary layer interactions[J]. Progress in Aerospace Sciences, 2003, 39(2-3): 121-184.

[4]DONOVAN J F. Control of shock wave/turbulent boundary layer interactions using tangential injection[C]//Proceedings of the 34th Aerospace Sciences Meeting and Exhibit. Reston: AIAA, 1996.

[5]段會申, 劉沛清, 何雨薇, 等. 二維翼型微吸吹氣減阻控制新技術數值研究[J]. 航空學報, 2009, 30(7): 1219-1226.

DUAN H S, LIU P Q, HE Y W, et al. Numerical investigation of drag-reduction control by micro-suction-blowing on airfoil[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2009, 30(7): 1219-1226 (in Chinese).

[6]GEFROH D, LOTH E, DUTTON C, et al. Aeroelastically deflecting flaps for shock/boundary-layer interaction control[J]. Journal of Fluids and Structures, 2003, 17(7): 1001-1016.

[7]CARABALLO E, WEBB N, LITTLE J, et al. Supersonic inlet flow control using plasma actuators[C]//Proceedings of the 47th Aerospace Sciences Meeting. Reston: AIAA, 2009.

[8]吳云, 李應紅. 等離子體流動控制研究進展與展望[J]. 航空學報, 2015, 36(2): 381-405.

WU Y, LI Y H. Progress and outlook of plasma flow control[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2015, 36(2): 381-405 (in Chinese).

[9]FORD C W P, BABINSKY H. Micro-ramp control for oblique shock wave/boundary layer interactions: AIAA-2007-4115[R]. Reston: AIAA, 2007.

[10]BABINSKY H, OGAWA H. SBLI control for wings and inlets[J]. Shock Waves, 2008, 18(2): 89-96.

[11]ANDERSON B H, TINAPPLE J, SURBER L. Optimal control of shock wave turbulent boundary layer interactions using micro-array actuation[C]//Proceedings of the 3rd AIAA Flow Control Conference. Reston: AIAA, 2006.

[12]LEE S, LOTH E, WANG C. LES of supersonic turbulent boundary layers with [mu] VG's[C]//Proceedings of the 25th AIAA Applied Aerodynamics Conference. Reston: AIAA, 2007.

[13]TITCHENER N, BABIBSKY H, LOTH E. The effects of various vortex generator configurations on a normal shock wave/boundary layer interaction[C]//Proceedings of the 51st Aerospace Sciences Meeting. Reston: AIAA, 2013.

[14]SHARMA P, GHOSH S. A novel vortex generator for mitigation of shock-induced separation[C]//Proceedings of the 52nd Aerospace Sciences Meeting. Reston: AIAA, 2014.

[15]YAN Y, CHEN C, LU P, et al. Study on shock wave-vortex ring interaction by the micro vortex generator controlled ramp flow with turbulent inflow[J]. Aerospace Science and Technology, 2013, 30(1): 226-231.

[16]YAN Y, LIU C. Study on the ring-like vortical structure in MVG controlled supersonic ramp flow with different inflow conditions[J]. Aerospace Science and Technology, 2014, 35(1): 106-115.

[17]SUN Z, SCARANO F, OUDHEUSDEN B, et al. Numerical and experimental investigation of the flow behind a supersonic micro-ramp[C]//Proceedings of the 51st Aerospace Sciences Meeting. Reston: AIAA, 2013.

[18]張瑜, 李靜美, 秦儉. 跨聲速激波邊界層相互作用的被動控制[J]. 力學學報, 1995, 27(5): 523-535.

ZHANG Y, LI J M, QIN J. Passive control of interaction between shock wave and boundary layer in transonic flow[J]. Acta Mechanica Sinica, 1995, 27(5): 523-535 (in Chinese).

[19]劉剛, 劉偉, 牟斌, 等. 渦流發生器數值計算方法研究[J]. 空氣動力學學報, 2007, 25(2): 241-244.

LIU G, LIU W, MU B, et al. CFD numerical simulation investigation of vortex generators[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2007, 25(2): 241-244 (in Chinese).

[20]薛大文, 陳志華, 孫曉輝, 等. 微型三角楔超聲速繞流特性的研究[J]. 工程力學, 2013, 30(4): 455-460.

XUE D W, CHEN Z H, SUN X H, et al. Investigations on the flow characteristics of supersonic flow past a micro-ramp[J]. Engineering Mechanics, 2013, 30(4): 455-460 (in Chinese).

[21]薛大文, 陳志華, 孫曉輝, 等. 翼型繞流分離的微楔控制[J]. 工程力學, 2014, 31(8): 217-222.

XUE D W, CHEN Z H, SUN X H, et al. Micro-ramp control of the boundary separation induced by the flow past an airfoil[J]. Engineering Mechanics, 2014, 31(8): 217-222 (in Chinese).

[22]褚胡冰, 陳迎春, 張彬乾, 等. 增升裝置微型渦流發生器數值模擬方法研究[J]. 航空學報, 2012, 33(1): 11-21.

CHU H B, CHEN Y C, ZHANG B Q, et al. Investigation of numerical simulation technique for micro vortex generators applied to high fift system[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2012, 33(1): 11-21 (in Chinese).

[23]劉學強, 伍貽兆, 程克明. 用基于M-SST模型的DES數值模擬噴流流場[J]. 力學學報, 2004, 36(4): 401-406.

LIU X Q, WU Y Z, CHENG K M. Computation of lateral turbulent jets using M-SST DES model[J]. Acta Mechanica Sinica, 2004, 36(4): 401-406 (in Chinese).

[24]CANEPA E, LENGANI D, SATTA F, et al. Boundary layer separation control on a flat plate with adverse pressure gradients using vortex generators[C]//Proceedings of ASME Turbo Expo 2006: Power for Land, Sea, and Air. New York: AMSE, 2006: 1211-1220.

董祥瑞女， 博士研究生。主要研究方向： 超聲速流動分離及其控制。

E-mail: dongxr1154@126.com

陳耀慧男， 博士， 講師。主要研究方向： 流動控制。

Tel: 025-84303236

E-mail: cyh873@163.com

董剛男， 博士， 研究員， 博士生導師。主要研究方向： 計算流體力學。

E-mail: dgvehicle@yahoo.com

劉怡昕男， 中國工程院院士， 博士生導師。主要研究方向： 武器系統及運用。

E-mail: liuyixi@cae.cn

DES numerical study of shock wave/boundary layer interactions in hypersonic flows controlled by double micro-ramps

DONG Xiangrui, CHEN Yaohui*, DONG Gang, LIU Yixin

National Key Laboratory of Transient Physics, Nanjing University of Science & Technology, Nanjing210094, China

Shock wave/boundary layer interaction (SWBLI) is a ubiquitous phenomenon encountered in hypersonic flow field, which can induce flow separation and lead to performance degradation of hypersonic inlet. Detached-eddy simulation (DES) and finite volume method have been used with the adaptive mesh refinement (AMR) technology to simulate the flow separation induced by SWBLIs in hypersonic flow atMa∞=7.0, which have been respectively controlled by single and double micro-ramps. The control effects of micro-ramps with different streamwise installation positions on flow separation have been discussed based on the flow structure, near-wall streamwise velocity, pressure gradient and total pressure loss. The numerical results show that the reciprocal induction among the vortices pairs generated by these two micro-ramps shows the promoting effects on vortices entrainment generated by each micro-ramp, consequently the performance of double micro-ramps in eliminating the separation bubble is better than the single. As the distance between micro-ramp the trailing edge and the center of separation bubble decreases, the total pressure loss shows a trend of first decrease and then increase. Discussing the effects of both streamwise vortex intensity and its additional resistance synthetically, the optimal streamwise installation position of double micro-ramps is obtained.

hypersonic flow; shock wave/boundary layer interaction; separation bubble; double micro-ramps; streamwise vortices

2015-12-11； Revised： 2015-12-25； Accepted： 2016-01-11； Published online： 2016-01-1216:15

s： General Armament Department Pre-Research Foundation of China (9140C300206150C30143)； Innovation Funding of Scientific Research of Jiangsu Province for Graduate Students of Universities (KYZZ15_0134)

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2015-12-11； 退修日期： 2015-12-25； 錄用日期： 2016-01-11；

時間： 2016-01-1216:15

www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160112.1615.006.html

總裝預研基金 (9140C300206150C30143)； 江蘇省普通高校研究生創新計劃 (KYZZ15_0134)

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10.7527/S1000-6893.2016.0016

V211.1+4

A

1000-6893(2016)06-1771-10

引用格式： 董祥瑞， 陳耀慧， 董剛， 等． 基于DES方法的高超聲速激波/邊界層干擾的雙微楔控制數值研究[J]． 航空學報, 2016, 37(6): 1771-1780. DONG X R, CHEN Y H, DONG G, et al. DES numerical study of shock wave/boundary layer interactions in hypersonic flows controlled by double micro-ramps[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2016, 37(6): 1771-1780.

http://hkxb.buaa.edu.cnhkxb@buaa.edu.cn

URL： www.cnki.net/kcms/detail/11.1929.V.20160112.1615.006.html