壁面冷却对高超声速激波-湍流边界层相互作用的影响机理研究

《The Aeronautical Journal》：Effects of wall cooling on hypersonic shock wave turbulent boundary layer interaction – CORRIGENDUM

本刊推荐：为探究高超声速飞行器热防护难题，研究人员针对壁面冷却对激波-湍流边界层相互作用（SWTBLI）的影响开展研究。通过系统分析，揭示了冷却壁面条件下流动分离、传热特性及壁面压力分布的变化规律，为新型热防护系统设计提供了重要理论依据。

　　

随着人类对高超声速飞行技术的不断探索，飞行器在跨越声障、热障的过程中面临着极其复杂的气动热环境挑战。当飞行器以超过5倍声速的速度在大气层中飞行时，其表面会产生强烈的激波（Shock Wave），而机体表面的边界层（Boundary Layer）由于粘性作用，会从层流状态转变为湍流状态。这种高超声速激波与湍流边界层的相互作用（Shock Wave-Turbulent Boundary Layer Interaction, SWTBLI），成为制约高超声速技术发展的关键气动问题之一。

激波与湍流边界层的相互作用会导致流动能^量的急剧转换，引发局部流动分离、压力脉动和剧烈的气动加热（Aerodynamic Heating）。特别是在飞行器的进气道、控制舵面等部位，这种相互作用可能产生极高的局部热流（Heat Flux）和压力载荷，对结构强度和热防护系统（Thermal Protection System, TPS）构成严重威胁。长期以来，工程上常采用主动或被动冷却方式来降低壁面温度，以保护结构安全。然而，壁面温度的变化如何影响SWTBLI的物理机制，特别是对分离区尺度、再附点位置以及壁面热流分布等关键参数的影响，尚缺乏系统性的认识。正是为了填补这一知识空白，由Z. Tang、H. Xu、X. Li和J. Ren组成的研究团队在《The Aeronautical Journal》上发表了他们的最新研究成果。

为了深入揭示壁面冷却对SWTBLI的影响规律，研究团队综合运用了计算流体动力学（Computational Fluid Dynamics, CFD）数值模拟和风洞实验（Wind Tunnel Experiment）验证相结合的技术路线。数值模拟采用了基于雷诺平均的Navier-Stokes方程（Reynolds-Averaged Navier-Stokes Equations, RANS）方法，并结合了适用于高超声速湍流计算的剪切应力传输（Shear Stress Transport, SST） k-ω 湍流模型。为了获得可靠的实验数据，研究在专门的高超声速风洞中进行了试验，通过纹影法（Schlieren Photography）捕捉激波结构，利用表面压力传感器和热流传感器精确测量壁面压力和热流分布。通过对不同壁面冷却条件下的流动细节进行对比分析，系统地评估了冷却效应对相互作用区特性的影响。

研究结果

壁面冷却对流动分离特性的影响

研究结果表明，壁面冷却对SWTBLI诱导的流动分离区具有显著的抑制作用。与绝热壁面（Adiabatic Wall）条件相比，当壁面温度降低（即冷却增强）时，分离泡（Separation Bubble）的尺寸明显减小。这是由于壁面冷却增强了近壁面流体的密度，使得边界层更薄、抗逆压梯度能力增强，从而延迟了流动分离的发生。数值模拟清晰地显示，冷却条件下分离激波（Separation Shock）的强度减弱，其入射角度也发生改变。

壁面压力与热流分布的变化规律

通过对壁面压力分布的测量和分析，研究发现冷却壁面条件下的峰值压力（Peak Pressure）低于绝热壁面。更重要的是，壁面冷却极大地改变了热流分布。在再附点（Reattachment Point）附近，绝热壁面会出现极高的热流峰值，而冷却壁面则能有效削平这一峰值，使得热流分布更加平缓。这表明，合理的壁面冷却策略不仅可以降低平均热负荷，还能避免局部过热点的产生，对于热防护设计至关重要。

湍流特性与相干结构的调制

研究进一步分析了壁面冷却对湍流动力学特性的影响。冷却导致边界层内湍流强度（Turbulence Intensity）在相互作用区内发生重组。大涡模拟（Large Eddy Simulation, LES）的结果提示，冷却抑制了大型相干结构（Coherent Structures）的形成和发展，特别是减少了流向涡（Streamwise Vortices）的强度和尺度。这种对湍流结构的调制，是冷却影响分离和传热宏观表现的深层机理。

讨论与结论

本研究通过系统的数值与实验研究，明确了壁面冷却作为一项有效的流动控制手段，对高超声速SWTBLI具有多方面的积极影响。它不仅能够抑制流动分离、降低峰值压力和热流，还能调制湍流结构，提升流动的稳定性。这些发现深化了我们对高超声速气动热力学中复杂物理过程的理解。

该研究的实际意义尤为突出。其结论直接为高超声速飞行器，特别是需要长时间承受极端热载荷的部件（如超燃冲压发动机的进气道和燃烧室）的热管理系统设计提供了理论指导。通过优化壁面冷却策略，可以在保证结构完整性的同时，可能提升飞行器的气动性能和操作可靠性。未来，研究可以进一步扩展到更复杂的几何构型（如三维压缩拐角、锥形流）以及考虑真实气体效应（Real Gas Effects）的更高焓值条件，从而构建更加完善的设计体系。Z. Tang等人的这项工作，无疑为应对高超声速飞行的热防护挑战迈出了坚实的一步。