沙心国, 李睿劬, 刘文伶, 纪 锋, 袁湘江

(1. 中国航天空气动力技术研究院, 北京 100074; 2. 北京航天长征飞行器研究所, 北京 100076)

引 言

边界层转捩与湍流问题是经典物理中留下的难题, 也是流体力学中极具挑战的热点问题. 从1883年 Reynolds在圆管流动实验中发现流动存在层流与湍流两种流态至今, 研究者针对边界层转捩与湍流问题开展了大量的理论、实验与计算研究, 在边界层转捩现象、机理与模型方面取得了很大的进步, 但由于边界层转捩与湍流问题的复杂性, 边界层转捩预测的精度仍不尽如人意. 边界层转捩与湍流问题已经成为制约航天技术发展的瓶颈[1-4], 尤其是在高超声速领域[5-7]. 边界层流动状态与高超声速飞行器的气动力、气动热、飞行稳定性、进气道起动和超燃冲压发动机的燃烧性能等直接相关, 从而影响高超声速飞行器的安全与性能指标.

边界层转捩是一个边初值问题, 其中初值就是来流扰动. 来流扰动通过感受性在边界层内激发不稳定扰动波, 不稳定扰动波在边界层内经过系列增长过程, 最终破裂, 猝发转捩. 欲实现高超声速边界层转捩的准确预测, 揭示边界层转捩机理是关键.

风洞实验作为空气动力学研究的三大手段之一, 在高超声速边界层转捩研究中发挥着重要作用. Schneider[8]曾经指出, 背景噪声在风洞实验中非常重要, 没有给出风洞自由来流噪声的转捩Reynolds数几乎没有任何价值. 来流噪声不仅会影响高超声速边界层的转……