基于大涡模拟方法的高超声速翼身组合体边界层转捩现象及机理

摘要

[目的]翼身组合体是典型的高超声速飞行器构型之一，其独特外形对应的转捩现象及机理对于深入探究复杂外形的边界层转捩具有重要意义.[方法]采用隐式大涡模拟(implicit large eddy simulation, ILES)方法，对一种大翼展翼身组合体外形的边界层转捩现象及机理进行了深入分析.[结果]研究发现，在背/迎风面的机翼上，宽频扰动和角区流向涡展向相干，促使流动发生转捩；在背/迎风面的机身侧缘存在第二模态波，其下游流动同时还受横流效应和角区流动失稳转捩的影响；背风面双锥结构处的膨胀区会抑制不稳定波的振幅进而延迟该区域转捩；迎风面中心线上存在较强的流向涡不稳定性.[结论]在各局部几何结构上多种扰动的作用下，翼身组合体外形呈现由角区起始向下游扩展至机翼和机身，并最终呈三角形分布的转捩特征.这项研究不仅展示了翼身组合体特殊的边界层转捩现象，并揭示了其相关流动机理，也表明了ILES方法在预测高超声速复杂外形边界层转捩问题时的应用潜力，为复杂外形边界层转捩现象及机理的深入研究提供了参考.

关键词

高超声速 / 翼身组合体 / 边界层转捩 / 大涡模拟 / 角区