高超聲速飛行器復雜外形轉捩預測

李 齊, 董 穎, 趙雅甜, 趙 瑞

(1. 北京空間飛行器總體設計部, 北京 100094; 2. 北京理工大學, 北京 100081; 3. 中南大學, 湖南長沙 410083)

引 言

在高超聲速飛行器的飛行高度、 速度和Reyno-lds數范圍內非常容易出現邊界層轉捩[1-2], 轉捩后壁面摩阻和熱流可增大數倍之多, 嚴重影響飛行器的氣動性能和熱防護系統[3-4], 造成壁面燒蝕嚴重、 顫振加劇、 姿態控制困難等后果[2]. 因此, 研究高超聲速邊界層轉捩問題, 準確預測邊界層的轉捩起始位置, 對飛行器的氣動設計和熱防護設計至關重要.

近幾十年來人們對邊界層轉捩預測開展了全面的探索和研究[5]. 當前, 面向高超聲速復雜外形飛行器的邊界層轉捩預測手段, 主要包括實驗研究、 基于穩定性理論的eN方法、 轉捩準則以及模式理論. 實驗研究具有直觀性、 真實性的特點, 面向邊界層轉捩的實驗研究主要包括飛行試驗和風洞試驗兩大類. 其中具有代表性的飛行試驗工作如: 美國的HyBoLT(Hypersonic Boundary Layer Transition)計劃[6]、 法國的LEA項目[7]、 歐洲的EXPERT(European Experimental Reentry Testbed)項目[8]等. 2015年12月完成的MF-1飛行是我國高超聲速模型飛行試驗歷史上首次以空氣動力學基礎研究為目的的飛行試驗[9]. 飛行試驗花費極其高昂, 試驗的設計周期也較長. 為了復現高空飛行條件下邊界層轉捩過程, 實現轉捩預測結果的天地一致性, 靜音風洞應運而生. Yao等[10]在Ma=6靜音風洞中對平板三角翼的邊界層轉捩情況進行了研究, 分析了攻角和Reynolds數對邊界層轉捩的影響, 結果表明, 側線邊界層的轉捩比中線邊界層的轉捩早, 大攻角促……