摘要
受扰动的超声速湍流边界层广泛存在于高超声速飞行器表面和发动机内部，随着飞行器设计研究进程的推进，各类边界层湍流特性研究的紧迫性也逐步提升。 论文从实际应用出发，通过实验（纳米粒子散射技术、离子测速技术、油流法）为主并辅以数值模拟（基于雷诺平均求解Navier-Stokes方程）的研究方法，主线在于厘清超燃冲压发动机内壁面喷注和辅助喷注方式引起的边界层内结构与湍流特性变化，同时又结合飞行器壁面、燃烧室内和进气道等处型面变化所带来的的边界层改变的研究需求。论文通过复杂问题简单化，多影响因素剥离单一化，再综合考虑的研究手法，研究对象由复杂的多因素组合扰动边界层简化为气动单一因子扰动边界层，再到稍微简单的侧向机械扰动边界层（多种压力梯度共同作用边界层），最终简化为只存在顺压或逆一种压力梯度的机械扰动边界层。 受侧向扰动湍流边界层中，边界层受扰动机制具有一定相似性。边界层流体遭遇扰动因子后在前缘形成分离激波和弓形激波，绕行至扰动因子后缘后，碰撞产生碰撞激波。受激波所带来压力梯度作用，边界层流体在扰动因子上游和下游形成分离区，期间伴随着边界层流体湍流度的增强和涡结构的破碎。在扰动因子侧向区域，边界层流动存在一个侧向膨胀和再附膨胀过程，受膨胀波系影响，流体湍流度降低，涡尺度增大。在研究射流扰动边界层时，通过对不同动量比下油流实验分析发现射流下游V-型回流区夹角为动量比的无关变量，数值模拟显示该分离区内燃料空气混合比适当，具有火焰闪回风险。 对比受射流单一扰动边界层和受射流与塔门共同作用边界层内流动特征和混合特性发现：塔门前边界层流体经历了两次压缩，一次来自于塔门本身对流道的压缩，另一次则是射流膨胀核心对流体的压缩，而普通壁面喷注方式中边界层流体仅受射流核心压缩。在射流下游区域，塔门辅助喷注方式中由碰撞激波引起的V形分离区显著减小，火焰闪回风险降低。展向截面上，塔门显著的增加了尾迹区内高湍流度生成区范围。 受流向凹曲率扰动边界层中，凹曲率扰动会引起边界层湍流度的提升，涡结构破碎细小化。观察脱离凹曲率扰动后流体的展向特性发现：边界层内大尺度涡结构呈现出明显的队列特征，相邻两个涡列间相互作用先逐步减弱后恢复。在膨胀拐角扰动边界层中，边界层湍流度降低，涡结构尺度呈放大态，边界层底层出现再层流化现象。展向上，边界层内部涡结构间相互作用减弱，在距壁面较近截面上涡结构有条带化趋势，后逐步恢复。
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