再入飞行器迎风面边界层转捩的数值预估

基于求解三维Navier Stokes方程 ,首先数值预估了高超声速三维流动的边界层特性 ;采用已有的高超声速三维边界层转捩准则 ,即在转捩位置Reθ/Me=常数 ,以及通过修正由ONERA提出的代数转捩模型 ,建立了预估三维边界层转捩的半经验数值技术并应用于三维Navier Stokes方程的求解。利用HALIS模型及相关的实验数据 ,首次进行了在M∞ =6时不同雷诺数及迎角的验证试验。预估结果表明 :在不考虑边界层横向流动的影响下 ,预估结果与实验相当吻合 ;同时从工程应用的角度来说 ,由于其较少的计算工作量和易于在Navier Stokes程序中实现 。