高超音速升力体边界层转捩模型

侧滑角效应

该高超音速升力体模型在典型高超音速条件下通过直接数值模拟研究了边界层转捩，揭示了侧滑角对转捩不对称性和转捩区域特性的影响，为高超音速飞行器设计提供依据。

Lingyun, Yang · 李新亮 · 刘洪伟

Physics of Fluids 2025

参数信息

自由来流马赫数

6

单位雷诺数

1 × 10 − 7 m − 1

侧滑角

0, 2, 4 °

攻角

2 °

技术优势

刻画转捩不对称性

在侧滑角下，迎风面与背风面出现明显不对称转捩，其中背风面转捩位置前移并沿展向偏移，为飞行器热防护设计提供不对称载荷依据。

识别五个转捩区域

明确了肩部横流涡区、肩部涡区、下表面涡区、下表面横流区和顶部横流涡区，为局部转捩机理研究和预测方法改进提供分区依据。

发现高侧滑角新模态

在 4° 侧滑角时，肩部涡区出现由定常横流二次失稳诱导的转捩模态，改变了该区域的转捩机制。

应用场景

• 高超音速飞行器设计：依据侧滑角对转捩不对称性影响，优化飞行器热防护和稳定性设计。
• 边界层转捩预测：提供五个转捩区域的精确模拟数据，校准预测模型中的横流转捩准则。