摘要:
典型的高超声速飞行器流场存在着复杂的转捩现象, 其对飞行器的性能有着显著的影响。针对HyTRV这款接近真实高超声速飞行器的升力体模型, 采用数值模拟方法, 研究Mach数和壁面温度对HyTRV转捩的影响规律。采用课题组自研软件开展数值计算, Mach数的范围为3~8, 壁面温度的范围为150~900 K。首先对γ-$\mathop R\limits^ \sim $eθt转捩模型和SST湍流模型进行了高超声速修正: 将压力梯度系数修正、高速横流修正引入到γ-$\mathop R\limits^ \sim $eθt转捩模型, 并对SST湍流模型闭合系数β*和β进行可压缩修正; 然后开展了网格无关性验证, 通过与实验结果对比, 确认了修正后的数值方法和软件平台; 最终开展Mach数和壁面温度对HyTRV边界层转捩规律的影响研究。计算结果表明, 转捩区域主要集中在上表面两侧、下表面中心线两侧; 增大来流Mach数, 上下表面转捩起始位置均大幅后移, 湍流区大幅缩小, 但仍会存在, 同时上表面层流区摩阻系数不断增大, 下表面湍流区摩阻系数不断减小; 升高壁面温度, 上下表面转捩起始位置先前移, 然后快速后移, 最终湍流区先后几乎消失。