通用高超声速进气道流动的气动热特性预测

气动热表面载荷的准确预测对高速飞行器的设计至关重要。本工作中，我们考虑以吸气式飞行器进气道为代表的双鳍几何构型上马赫数 8.3 的高超声速流动数值求解，其特征是三维相交激波/湍流边界层相互作用。高雷诺数（基于自由来流条件 $Re_L \approx 11.6 \times 10^6$）以及冷壁（$T_w/T_o \approx 0.27$）导致的大近壁温度梯度，使得必须使用壁建模大涡模拟 (WMLES) 以使计算可行。WMLES 结果与实验测量的比较显示在时均表面热流和壁压分布上吻合良好，且相对于先前的 RANS 计算，WMLES 预测相对实验测量的误差减小。尽管存在众多非平衡条件（包括三维性、激波-边界层相互作用和流动分离），这些良好比较是使用基于平衡边界层近似的 LES 壁模型获得的。最后，还证明了在 LES 壁模型中使用半局地涡粘性标度（代替常用的 van Driest 标度）对于准确预测表面压力载荷和热流是必要的。