本研究通过数值模拟与实验方法探究了高超声速飞行器内部流场中的激波与边界层相互作用现象，为高性能飞行器的设计提供了重要的理论依据和技术支持。
高超声速飞行器技术是现代航空航天领域的重要研究方向之一，其中气流经过飞行器表面形成的激波与附面层相互作用是一个核心问题。这种干涉会导致气动阻力、热流及压力分布等特性发生显著变化，对飞行器性能和结构安全产生重大影响。
为解决这一挑战，西北工业大学动力与能源学院的肖洪等人开发了一套基于平均Navier-Stokes方程的高超声速气动特性仿真系统。该系统利用数值模拟结合试验验证的方法来研究内流激波与附面层之间的干涉效应。
在进行高超声速流动特性的仿真时，研究人员面临的一个关键挑战是如何准确地模拟出激波和附面层间的复杂相互作用。为克服这一难题，他们开发了一套基于平均Navier-Stokes方程的高超声速气动特性仿真系统，并提供了三种气体模型：完全气体、平衡气体及化学非平衡气体来精确描述流体热力学状态。
为了求解定常流场中的离散差分方程组，研究团队采用了LU分解技术。根据无粘和有粘流动的不同特性，研究人员选择了不同的数值格式进行处理——对于无粘项采用NND（Non-oscillatory, Non-Friedrichs, Dissipative）格式；而对于有粘项则使用了二阶中心型格式。
此外，在模拟湍流效应时，研究团队引入了三种湍流模型：Blasius-Ludwieg (B-L) 代数模型、ε-k 模型和ω-k 模型。肖洪的研究显示，在这几种模型中，B-L 模型在高超声速流动的模拟中表现尤为出色。
为了验证仿真系统的准确性，研究团队使用了侧压式进气道试验数据进行了对比分析。通过与实验结果相比较，他们发现该系统能够准确预测出侧压式进气道中的流场压力分布情况。特别是利用B-L湍流模型进行的计算结果为后续高超声速飞行器设计提供了重要参考。
在介绍内流激波附面层干涉模型时，肖洪等人引用了文献[4][5]提供的试验数据来支持他们的研究工作。这些数据包括不同侧壁压缩角度下的中线压力、横向压力和侧壁压力测试结果，为仿真系统的验证以及对气动特性影响的深入理解提供了重要依据。
通过上述研究及验证，肖洪等人的研究成果不仅展示了一个较为完善的高超声速飞行器气动特性仿真系统，并且也为相关领域提供了关键的数据整理方法与数值模拟技术。这些成果将有助于后续高超声速进气道的设计、优化以及提升整体性能的研究工作。随着进一步的深入研究和验证，该仿真系统有望在未来的高超声速飞行器设计中发挥更重要的作用。
5星
