关于论文《Hypersonic Fluid–Structure Interaction on a Cantilevered Plate with Shock Impingement》的学术报告

研究作者与发表背景

本文的主要作者包括 Gaetano M. D. Currao、Andrew J. Neely、Christopher M. Kennell、Sudhir L. Gai（均隶属澳大利亚首都领地堪培拉新南威尔士大学），以及 David R. Buttsworth（隶属澳大利亚昆士兰州南昆士兰大学）。该研究发表于 AIAA Journal 2019年第57卷第11期，在线发布时间为2019年7月18日。DOI编号为：10.²⁵¹⁴⁄₁.J058375。

学术背景与研究目的

本研究主要研究领域为高超声速空气动力学，研究重点是高超声速飞行器结构的气动-热-弹性相互作用（Fluid–Thermal–Structure Interaction, FTSI）。在高超声速巡航和加速飞行器中，由于高热负荷以及轻量化结构设计的需要，其表面蒙皮及控制面容易产生变形甚至结构不稳定。冲击波与边界层的相互作用（Shock–Wave/Boundary–Layer Interaction, SWBLI）会导致分离区域内压力升高，并可能诱发局部边界层转捩，从而大幅增加受热，这将直接影响飞行器控制效能和设计载荷。

过去的研究多集中在静态气动弹性特性或简单的数值模拟上，而由于计算代价高、实验条件复杂，较少通过实验实现对动态冲击波影响柔性结构的高超声速SWBLI交互问题的深入研究。本文的研究目的包括：验证低耗数值模型（如雷诺平均Navier-Stokes方程与活塞理论）的适用性，揭示结构动态响应与SWBLI的关系，并构建可用于飞行器控制面优化设计的实验方案。

实验设计与研究方法

实验设施与模型设计

实验使用了位于澳大利亚南昆士兰大学的 TUSQ自由活塞压缩加热Ludwieg管风洞，实现了马赫数为5.8、雷诺数为7×10⁶/m的流场条件。实验采用空气作为流动介质，工作时间约200毫秒，总压为10 bar。

研究模型包含一个楔形冲击波发生器（10度半角，100 mm长，300 mm宽）、一个刚性支撑板，及一块铝制悬臂薄板（长度130 mm，宽度80 mm，厚度1.95 mm）。铝板材料为6061-T6，测定杨氏模量（52.7 GPa）和阻尼比（ζ=0.0038）。

压力与位移测量

振动薄板表面的压力分布通过压敏漆（Pressure-Sensitive Paint, PSP）和单个压力传感器（Kulite XTL-190M）测量，最小时间分辨率可达到100微秒。位移采用激光扫描仪（ScanControl LLT27X0-100），测量精度约50微米。PSP的定标基于试验前后的静态压力，误差范围控制在100 Pa内。

数据分析流程

数值仿真采用ANSYS Fluent 17.0软件解决Navier–Stokes方程，网格划分结合了O型网格和块体分区技术，选取精细化时间步长0.05毫秒和结构–流体耦合时间步长0.1毫秒。雷诺平均Navier–Stokes (RANS)模型用于模拟湍流解，k-ω剪切应力输运湍流模型为主要拟合模型。

为比较实验与数值结果的吻合度，采用了模型修正的活塞理论以及Eckert参考焓方法（Reference Enthalpy Method, REM）反演受热数据。

主要研究结果

动态响应与流动特性

实验表明，冲击波导致铝板发生周期性振动，主要以一阶弯曲模态为主，板的振动频率约为100 Hz，高于固有频率83 Hz。这主要归因于激波和变形之间的动态耦合作用。

数值模拟和压力测量数据显示，冲击波诱导的压力分布会随着板的振幅变化而削弱，在更大挠度时（wte/l ~1–2%），压力峰值的数值解与实验数据吻合良好，但当挠度较小时，实验结果的峰值压力比RANS预测高出约12%。PSP数据还揭示了下游区域的周期性压力扰动，表明分离点附近存在Görtler涡结构。

激波-边界层交互的转捩特性

基于历史文献与实验分析，本文数值预测了边界层的分离区域长度约为50±5 mm，并确认了分离区内存在转捩现象。相比静态板，铝板的动态位移引起再附区域流线曲率变化，从而影响边界层转捩点（xt）的分布。

方法模型验证

1. 活塞理论：修正的活塞理论有效地预测了铝板气动力分布，误差约在10%范围内。
2. Eckert参考焓方法：用于从PSP数据推算再附点下游的Stanton数和热流分布；在封闭流场及湍流边界层假设下，其预测值与RANS解符合良好，仅峰值热流出现小于20%的偏差。

Görtler涡演化规律

Görtler涡的扰动振幅主要受到再附点流线曲率影响，在实验中其振幅随板位移的振荡而变化，最大可达到压力扰动5%的幅度，但波长取决于板挠度而基本保持稳定（6–10 mm）。

控制面性能预测

通过建立激波冲击与压缩折角效应的等效性，研究结果还外推至高超声速飞行器控制面的效率估算。数值结果表明，控制面效率ef随挠度角增加而增加。其中，PSP测得的短时间瞬态效应导致了约13%的预测偏差。

研究意义与亮点

1. 科学贡献：本文通过先进实验和数值模拟手段，首次系统揭示了动态冲击波与柔性结构间的非稳态气动热耦合作用，为高超声速SWBLI问题提供了重要实验依据。
2. 技术创新：利用修正的活塞理论和参考焓方法，实现了低代价、精确表征非稳态效应的分析途径。
3. 实际价值：研究结果在高超声速飞行器控制面优化、热防护设计和地面实验-飞行环境适配性等方面具有重要指导意义。

结论

本文在高超声速激波-柔性结构相互作用领域实现了理论和应用的突破，为未来高温大气层再入飞行的空气动力学参数预测及设计优化提供了重要工具。