高超聲速分離-再附流動峰值熱流的模型理論

方 芳, 鮑 麟

(中國科學院大學, 北京 100049)

引 言

近年來, 近空間高超聲速飛行器的研制受到航空航天領域的廣泛關注[1-2]. 與傳統(tǒng)的宇宙飛船、 航天飛機等具有鈍頭外形的再入式飛行器不同, 近空間飛行器需要在大氣層內做長時間的巡航和機動飛行, 這就需要其具有高升阻比的氣動外形和控制結構. 而這種非流線型的構型在高速飛行時將不可避免地產(chǎn)生強烈的激波-邊界層干擾(shock-wave/boundary-layer interactions, SWBLI), 并常常伴隨著流動的分離和再附. 由 SWBLI 引起的再附點附近的熱流峰值可以達到無干擾時的 10～100 倍, 甚至是駐點熱流的數(shù)倍之多[3-4]. 因此, 在高速飛行時, 飛行器將處于嚴峻而復雜的氣動熱環(huán)境中, 準確地預測峰值熱流對飛行器的熱防護設計尤為重要.

現(xiàn)有預測 SWBLI 引起的峰值熱流的方法仍有不足. 一方面, 實驗很難同時滿足實際飛行時的焓、 Reynolds數(shù)等條件[5]. 另一方面, 盡管計算流體力學(CFD)已廣泛用于飛行器設計, 但其對峰值熱流的預測仍然存在非常大的不確定度[6-8]. 傳統(tǒng)上工程主要依靠熱流與壓強的比擬關聯(lián)式[9-11]間接預測峰值熱流. 然而不同模型的關聯(lián)式需要不同的擬合參數(shù), 帶有強烈的工程經(jīng)驗性質, 其物理本質也不明確. 因此, 對峰值熱流的理論分析和有效預測顯得很有必要.

在早期的研究中, 有兩類理論方法可用于求解分離-再附流動的熱流問題. 第一類是以Lees等[12]和 Nielsen等[13]為代表的動量積分方法， 它是 Karman-Pohlhausen 方法[14]的拓展和修正. Klineberg等[15]引入能量方程拓展了 Lees 的方法使其能夠……