基于跨向非均匀表面温度控制超声速边界层的确定性湍流分解
流体动力学
2026-04-27 v1
摘要
对 Mach 6 超声速边界层进行直接数值模拟（DNS），评估跨向非均匀表面温度对确定性强迫下边界层湍流分解的影响。超声速边界层的层流到湍流过渡位置对超声速飞行器外部表面的粘性阻力和气动加热具有重要影响。以前的工作研究了通过最优生长的 streaks 来稳定超声速边界层。更近期的 DNS 显示，可通过跨向非均匀表面温度分布生成 streaks。层流计算表明，该控制方法能够稳定第二 Mack 模态，且在不同马赫数和壁温比范围内具有鲁棒性。在本文中，研究了两种情形：其中两种维（第二 Mack 模态）和斜率（第一 Mack 模态）扰动主导初始线性阶段的过渡。发现弱控制 streaks（�幅低于自由流速度的 5%）可将第二 Mack 模态引起的高频剪应力约降低 30%，延迟过渡。对于第一 Mack 模态主导的分解，控制 streaks 对过渡位置无影响，但跨向积分壁面热通量峰值�幅降低。对于第一和第二 Mack 模态主导的情形，平均热通量和高频峰值热通量分别降低约 15% 和 34%。确定了支配机制，并归因于压力对湍流动能的贡献和第二 Mack 模态的稀释功率。
引用
@article{arxiv.2604.22545,
title = {Control of deterministic breakdown to turbulence of hypersonic boundary layer with spanwise non-uniform surface temperature},
author = {L. Boscagli and G. Rigas and P. J. K. Bruce and O. Marxen},
journal= {arXiv preprint arXiv:2604.22545},
year = {2026}
}