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轉(zhuǎn)捩的預(yù)測是二十一世紀(jì)航空航天領(lǐng)域的研究熱點之一，同時它也是空氣動力學(xué)的一大難題。轉(zhuǎn)捩流動的準(zhǔn)確預(yù)測對于飛行器氣動外型和熱防護措施的設(shè)計有著至關(guān)重要的影響?，F(xiàn)代計算流體力學(xué)的發(fā)展為轉(zhuǎn)捩流動的數(shù)值模擬提供了廣闊的研究平臺，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)測方法。在實際工程計算中，轉(zhuǎn)捩模式方法由于具有對計算機資源要求不高，計算周期短等優(yōu)點而得到廣泛的應(yīng)用。<

2、br>　　本文選用轉(zhuǎn)捩模式方法，利用一種基于經(jīng)驗相關(guān)式的轉(zhuǎn)捩模型——g Re-轉(zhuǎn)q捩模型對超音速/高超音速邊界層轉(zhuǎn)捩流動進(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)，完全基于流場當(dāng)?shù)刈兞康霓D(zhuǎn)捩模型。
　　本文應(yīng)用該模型分別對高超音速平板邊界層轉(zhuǎn)捩流動、高超音速尖錐體邊界層轉(zhuǎn)捩流動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。通過與實驗數(shù)據(jù)的對比分析認(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

3、出轉(zhuǎn)捩的起始位置和轉(zhuǎn)捩的長度，并能正確模擬出來流湍流度與粘性比對轉(zhuǎn)捩起始位置的影響。同時，該轉(zhuǎn)捩模型還具備對激波與邊界層干擾、激波與激波干擾、激波與膨脹波干擾以及流動分離等復(fù)雜流動現(xiàn)象的模擬能力。
　　但該模型對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來修正湍動能的輸運方程中的生成項，因此在流動的層流段k并未實現(xiàn)對湍流的完全抑制。此外，該模型模擬轉(zhuǎn)捩過沖現(xiàn)象的能力也稍有不足。
　　本文還利用

4、該模型對三種進(jìn)氣道設(shè)計方案進(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)值計算的結(jié)果對比分析了三種方案的設(shè)計工況和變工況的氣動性能。
　　在設(shè)計工況的條件下，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