基于Fluent UDF的γ-Reθt轉捩模型高超聲速修正初步研究

杜育鋒, 曹詠弘, 周 玲, 李孟委

(1.中北大學 航空宇航學院, 山西 太原 030051; 2.北京理工大學 宇航學院, 北京 100081)

0 引 言

近年來, 高超聲速飛行器憑借其對國家國防安全的影響力, 已經越來越受到各軍事強國的重視[1-2]。高超聲速涉及到多種復雜的流動現象, 邊界層轉捩便是其中之一。陳堅強等[3]系統地闡述了高超聲速邊界層轉捩的研究現狀與發展趨勢, 包括高超聲速邊界層轉捩影響因素研究、轉捩機理研究、轉捩預測方法及模型研究、促進/推遲轉捩的控制方法研究, 以及一些公開的飛行試驗等方面的進展。但深入認識高超聲速邊界層轉捩機理以及實現對高超聲速邊界層轉捩的準確預測, 仍是目前高超聲速飛行器的研究與實際應用的重點和難點[4-5]。邊界層轉捩會嚴重影響高超聲速飛行器的氣動力/熱、發動機性能、推進系統、氣動設計、飛行控制系統等方面。高超聲速飛行器飛行時, 邊界層轉捩會大幅增加局部壁面熱流和摩阻, 使得飛行器壁面發生振顫、飛行控制難度增大, 嚴重影響到飛行靜態和動態穩定性, 對飛行精度和安全構成威脅[6-8]。

隨著計算機的發展, 計算流體力學(Computational Fluid Dynamics, CFD)在飛行器熱力性能解釋和分析上的應用逐步增加, 其優點是比風洞試驗費用更低, 可以靈活應對各種高超聲速外形和來流條件[9]從而節約研制成本。在工程應用方面, 考慮到所需時間和資源, 雷諾平均N-S(Reynolds Averaged Navier-Stokes, RANS)模型已成為一種廣泛使用的方法。但是, 由于傳統的湍流模型未考慮在高馬赫數下激波與湍流的相互干擾等機制, 因此, 在復雜流動中還需建立更為完善的湍流模型。……