高超声速钝锥对有入射角慢声波的三维感受性研究

【作者】 万兵兵； 涂国华； 张毅锋； 袁先旭； 陈坚强；

【机构】 中国空气动力研究与发展中心空气动力学国家重点实验室； 中国空气动力研究与发展中心计算空气动力研究所；

【摘要】 边界层转捩问题是飞行器设计需要考虑的一个重要因素。感受性是转捩过程的第一个阶段,但目前的认识还非常不足,且在高超声速情况下情况尤为严重。本文研究了来流马赫数为6、球头半径为5mm的零攻角钝锥边界层对来流有入射角低频慢声波的感受性问题(图1)。通过数值计算、扰动与激波作用理论和线性稳定性理论(LST)计算分析了因入射角导致的不同展向位置的感受性机理。研究发现,展向位置从φ=0°到φ=180°,边界层第一模态幅值逐渐增大,激发的位置也逐渐提前。通过慢声波/激波作用的理论分析发现激波后产生的快声波集中在头部区域,随后存在一个无声波区域,再下游又出现新的慢声波,且从φ=0°到φ=180°慢声波出现的位置也逐渐提前(图2)。结合前期工作的结果[Wan,Luo&Su,2018],激发第一模态的主要贡献作用正是来自下游的新慢声波,从而解释了不同展向位置的不同感受性现象。更多还原