吴正园, 莫 凡, 高振勋,2,*, 蒋崇文,2, 李椿萱,2

(1.北京航空航天大学, 北京 100191 ;2.中国航天科技集团 航天飞行器气动热防护实验室, 北京 100191)

0 引 言

现有的高超声速飞行器，当高温气体效应显著时其表面绕流多为层流，故已有对高温气体效应的研究多针对层流流态。然而，随着飞行器设计理念的发展和设计能力的提升，未来的高超声速飞行器将会以较高马赫数在相对低的高度如25～40 km高度上飞行。此时，由于来流雷诺数仍较高，飞行器表面将转捩形成湍流边界层。同时，由于飞行马赫数较高，在激波和黏性共同作用下，大量动能转化为内能，使得激波后边界层内的总温较高，边界层内将出现高温气体效应。即随着飞行马赫数的提高，空气将逐渐出现振动能激发、气体分子离解/复合等现象[1]。高温气体效应引起的热力学/输运性质变化等物理化学过程，将对湍流边界层产生影响，进而改变表面压强和气动力/热分布。另一方面，湍流引起的温度、压强脉动也会影响高温空气的化学反应进程和空气热力学/输运性质的变化。可见，上述情况下边界层内存在湍流与高温气体效应的耦合作用，该耦合作用将对飞行器的气动力/热、结构负载等产生影响。

受限于研究手段和应用需求，现阶段对湍流边界层与高温气体效应耦合现象的研究非常少。数值模拟是开展高温气体效应湍流边界层研究的主要手段之一。对湍流的数值模拟，工程上常采用雷诺平均N-S方程(RANS)方法，然而RANS方法对存在高温气体效应的流场的适用性未知。……