高速飞行器边界层质量引射降热减阻技术流量分区优化研究

边界层质量引射被认为是解决临近空间高超声速飞行器关键部位热防护问题和减小其飞行阻力的有效途径之一.然而,已有研究主要关注边界层质量引射对热流或阻力的单独影响,少有研究对边界层质量引射能够带来的降热减阻效果进行综合评估.针对高空高超声速层流条件下钝楔与钝锥外形的边界层质量引射降热减阻问题开展数值模拟研究,并采用多目标优化方法开展了边界层质量引射的分区流量优化设计,在满足减阻性能的同时,提高了整体的热防护效果,实现了给定冷却剂流量条件下的降热减阻综合性能优化.研究结果表明,层流条件下,边界层质量引射通过改变速度边界层和温度边界层能够显著降低壁面摩阻和热流.在单位面积引射质量流量为28.028 g/(m^(2)·s)时,对于钝楔外形,采用均匀引射方案能够减阻3.60%,同时峰值热流下降12.06%,而采用分区优化方案能够将减阻效果提高到4.30%,同时峰值热流下降91.01%;对于钝锥外形,采用均匀引射方案会造成阻力增大2.60%,同时峰值热流仅下降8.57%,而采用分区优化方案能够在减阻19.75%的情况下同时将峰值热流降低99.95%.

超声速湍流边界层阵列式微吹气流动控制与减阻特性

采用直接数值模拟(DNS)技术研究了方形微孔阵列微吹气对超声速湍流边界层的流动控制机制与减阻特性。横纵向数量为88×6的0.3 mm×0.3 mm微孔阵列布置在平板完全发展的湍流区域,多孔区域的横纵向中心距均为0.6 mm,孔隙率为25%。微吹气振幅分别为来流速度的0.2%(B1)、0.4%(B2)、0.6%(B3)。计算结果表明,微吹气技术能够降低超声速湍流边界层的表面摩阻,在0.6%的吹气振幅下多孔区域的总阻力减小了23%,且减阻率随微吹气振幅提高近似线性增长。湍动能平衡方程分析结果表明,在施加吹气控制后湍动能平衡方程所有源项均得到了增强。微吹气技术促进了近壁区的能级串联过程,破坏了原有的湍流边界层中速度条带结构和准流向涡间存在的自维持机制。边界层速度脉动的象限分析表明,微吹气技术的减阻效果体现在其对近壁区下扫过程的抑制作用。