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高超声速边界层转捩是航天飞行器设计中的基础难题,发生在线性失稳区上游的亚临界转捩是常规风洞实验中常见的现象.亚临界转捩一般是由非模态扰动的演化及二次失稳触发的,为了揭示局部突变对高超声速边界层亚临界转捩的影响机理,发展了基于谐波型线性化Navier-Stokes (HLNS)方程及其伴随系统的描述非模态扰动演化的求解框架.该框架的优点是不改变原始系统的椭圆型特性,因而可以处理非模态扰动(条带)在局部突变附近的快速畸变.针对马赫数为5.96、攻角为-4?的高超声速钝平板边界层,研究了不同深度凹槽对条带幅值的影响.数值结果表明凹槽对条带有促进作用,这与实验中发现的规律定性相符,且存在使促进作用最大的最优凹槽深度. 相似文献
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