【摘 要】
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以高超声速发动机进气道湍流分离控制为应用背景,采用大涡模拟方法进行Mach数为3.0(唇口附近Mach约为3)激波/湍流边界层干扰流场机理研究。当前含激波的非定常湍流模拟是一个
【机 构】
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中国航天空气动力技术研究院,北京100074
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以高超声速发动机进气道湍流分离控制为应用背景,采用大涡模拟方法进行Mach数为3.0(唇口附近Mach约为3)激波/湍流边界层干扰流场机理研究。当前含激波的非定常湍流模拟是一个难点,本文利用扰动循环引入的方法,先得到充分发展湍流场,后根据斜激波关系式引入激波的方法进行激波/湍流干扰模拟,结果显示：充分发展湍流场在激波作用下产生逆压梯度并发生分离,摩阻分布与实验一致,湍流可以有效减小分离区长度和强度,这为进气道分离区湍流控制研究提供理论依据。反射激波形成过程中其对下部湍流边界层产生严重抑止和压缩作用,随着反射激波抬升抑止作用减弱,同时边界层对激波形成反作用,边界层附近激波发生扭曲。
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