王 军 李祝飞 张志雨 杨基明

(中国科学技术大学近代力学系,合肥 230027)

引言

激波干扰现象广泛存在于超声速和高超声速流动中[1-2],因其容易在飞行器局部壁面产生极高的气动热甚至烧蚀破坏[3-5],已成为制约长时间高超声速飞行的关键气动问题之一.该问题在采用三维内转式进气道[6-9]的吸气式高超声速飞行器内外流动中,显得尤为突出和复杂.特别地,内转式进气道的唇口型线通常后掠并呈现为V 字形[6-9],激波在V 字形根部位置产生的三维复杂干扰,不仅给理论分析和预测带来极大困难,而且严重阻碍了飞行器气动性能的提升.

为了深入认识V 字形唇口部位的复杂流动,肖丰收等[10-11]率先提炼出由半径比R/r(根部倒圆半径R和前缘钝化半径r)和扩张角β表征的V 字形钝前缘简化构型(见图1),并发现V 字形根部主要会产生异侧激波规则反射(regular reflection,RR)、马赫反射(Mach reflection,MR)以及同侧激波规则反射(regular reflection from the same family,sRR) 3 种激波干扰类型.随后,学者们围绕V 字形钝前缘深入开展了流场非定常振荡[12-15]、壁面气动力/热载荷变化规律[16-18]、下游流场结构[19-22]以及优化设计[23-24]等一系列研究[25],不仅丰富了对V 字形钝前缘激波干扰流动机理的认知,而且为工程应用提供了许多有价值的参考.其中,气动热特性作为V 字形钝前缘研究中的重要环节,因近壁面流动会产生压缩、膨胀、流动分离以及二次激波干扰等现象,而显得十分复杂和多变.Xiao 等[11]最早在来流马赫数Ma∞=6 条件下发现,改变R/r能够造成V 字形钝前缘的热流峰值出……