高超音速邊界層轉(zhuǎn)捩的數(shù)值模擬.pdf

1、高超音速邊界層流動(dòng)轉(zhuǎn)捩的預(yù)測(cè)是二十一世紀(jì)航空航天領(lǐng)域的研究熱點(diǎn)之一，同時(shí)它也是空氣動(dòng)力學(xué)的一大難題。轉(zhuǎn)捩流動(dòng)的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)對(duì)于飛行器氣動(dòng)外型和熱防護(hù)措施的設(shè)計(jì)有著至關(guān)重要的影響?，F(xiàn)代計(jì)算流體力學(xué)的發(fā)展為轉(zhuǎn)捩流動(dòng)的數(shù)值模擬提供了廣闊的研究平臺(tái)，發(fā)展出諸如直接數(shù)值模擬、大渦模擬、求解拋物化穩(wěn)定性方程或線性穩(wěn)定性方程以及工程轉(zhuǎn)捩模式等多種轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)方法。在實(shí)際工程計(jì)算中，轉(zhuǎn)捩模式方法由于具有對(duì)計(jì)算機(jī)資源要求不高，計(jì)算周期短等優(yōu)點(diǎn)而得到廣泛的應(yīng)用。<

2、br>　　本文選用轉(zhuǎn)捩模式方法，利用一種基于經(jīng)驗(yàn)相關(guān)式的轉(zhuǎn)捩模型——g Re-轉(zhuǎn)q捩模型對(duì)超音速/高超音速邊界層轉(zhuǎn)捩流動(dòng)進(jìn)行了數(shù)值模擬。該轉(zhuǎn)捩模型是一種是以SST湍流模型為基礎(chǔ)，完全基于流場(chǎng)當(dāng)?shù)刈兞康霓D(zhuǎn)捩模型。
　　本文應(yīng)用該模型分別對(duì)高超音速平板邊界層轉(zhuǎn)捩流動(dòng)、高超音速尖錐體邊界層轉(zhuǎn)捩流動(dòng)以及兩款高超音速進(jìn)氣道模型的內(nèi)流進(jìn)行了數(shù)值模擬。通過(guò)與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比分析認(rèn)為，該轉(zhuǎn)捩模型基本具備模擬高超音速邊界層轉(zhuǎn)捩的能力，能夠較準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)

3、出轉(zhuǎn)捩的起始位置和轉(zhuǎn)捩的長(zhǎng)度，并能正確模擬出來(lái)流湍流度與粘性比對(duì)轉(zhuǎn)捩起始位置的影響。同時(shí)，該轉(zhuǎn)捩模型還具備對(duì)激波與邊界層干擾、激波與激波干擾、激波與膨脹波干擾以及流動(dòng)分離等復(fù)雜流動(dòng)現(xiàn)象的模擬能力。
　　但該模型對(duì)邊界層層流段的模擬不夠準(zhǔn)確，究其原因可能是由于該轉(zhuǎn)捩模型只是利用間歇因子g來(lái)修正湍動(dòng)能的輸運(yùn)方程中的生成項(xiàng)，因此在流動(dòng)的層流段k并未實(shí)現(xiàn)對(duì)湍流的完全抑制。此外，該模型模擬轉(zhuǎn)捩過(guò)沖現(xiàn)象的能力也稍有不足。
　　本文還利用

4、該模型對(duì)三種進(jìn)氣道設(shè)計(jì)方案進(jìn)行了數(shù)值模擬，這三種方案分別是方案一三波系外壓縮進(jìn)氣道、方案二等熵外壓縮進(jìn)氣道和方案三單波系外壓縮進(jìn)氣道。根據(jù)數(shù)值計(jì)算的結(jié)果對(duì)比分析了三種方案的設(shè)計(jì)工況和變工況的氣動(dòng)性能。
　　在設(shè)計(jì)工況的條件下，方案二進(jìn)氣道由于采用等熵的外壓縮型面因此喉部總壓恢復(fù)系數(shù)較高，但喉部之后的擴(kuò)張通道導(dǎo)致氣流加速，使其隔離段激波串前氣流馬赫數(shù)較大，相應(yīng)的激波損失增大，因此出口總壓系數(shù)下降。而方案三進(jìn)氣道由于隔離段激波串損失最