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1、第41卷第5期航空計算技術V01.41No.52011年9月AeronauticalComputing’rechniqueSep2011高馬赫數下激波湍流邊界層干擾數值研究閆文輝1,吳小虹2,徐晶磊3,高歌3(1.中國航空研究院,北京100012;2.中航工業(yè)黎明航空發(fā)動機集團公司技術中心設計所,遼寧沈陽110043;3.北京航空航天大學航空發(fā)動機氣動熱力國防重點實驗室,北京100091)摘要:應用GAO—YONG可壓縮湍流方程組數值模擬了入射斜激波/平板湍流邊界層相互干擾現象,計算了來流馬赫數為5
2、.0,激波入射角度分別為15.876。、23.287。兩種不同激波干擾強度下的流場。計算程序中的對流項、擴散項分別采用二階ROE格式和二階中心差分格式離散,并用多步Runge.Kutta顯式時間推進法求解空間離散后的控制方程。計算較好地模擬了高馬赫數下的激波/湍流邊界層干擾的流場結構.位移邊界層厚度。動量損失厚度等.也比較準確地預測了平板壁面壓力、摩阻系敷等氣動力參數的分布。關鍵詞:教波邊界層干擾;湍流;計算流體力學;GAO—YONG可壓縮湍流方程組中圖分類號:V211文獻標識碼:A文章編號:167
3、1—654X(2011)05·0056-05NumericalStudyofShock.waveTurbulentBoundaryLayerInteractionat塒曲MachNumberYANWen—huil,WUXiao—hon92,XUJing-lei3,GAOGe5(1.ChineseAeronauticalEstablishment,Beijing100012,China;2.DesignInstitudeofEechno—center,AvmtwnLimingAerospaceEngi
4、neGrouplne,Shenyang110043,China;3.SchoolofJetPropulsion,BeihangUniversity,Bering100091,China)Abstract:NumericalsimulationsofobliqueShock—waveturbulentboundary-layerinteractionOnflatplateusingGAO·YONGcompressibleturbulenceequationsarepresented.Thispaper
5、presentstwocaseswithdifferentincidentshockangles.15.8760and23.287。withthesanlcfree.streamMachnumber5.0whichinduceattachedanddetachedflows.ConvectiontermsanddiffusiontermsayeealeulatedusingROEschemeandCD(centerdifference)schemerespectively.
6、nIeRunge—Kut
7、tatimemarchingmethodisem—ployedtosolvespacediscretecontrolequations.TypicalflowfeaturesofShock—waveturbulentboundary—layerinteractionarcdescribedwellinsimulation.Meanwhile,calculationsaccuratelypredictdistributionofpressureonflatplate,skinfrictionnumbe
8、randStantonnumber.Goodagreementsbetweenthecalcula-tionsandexperimentayeobtained.Keywords:shock—waveturbulentboundary—layerinteraction;turbulentflow;computationalfluiddynam—ics;GAO.YONGcompressibleturbulentequations引言激波湍流邊界層干擾一直是高速空氣動力學領域研究的熱點和難點之一?,該現象
9、的數值研究中包含了計算格式、激波間斷以及湍流理論等諸多復雜機理。激波湍流邊界層干擾廣泛出現在高速氣體動力學工程應用領域,如設計高超聲速飛行器、空天飛機;指導飛行器選材、結構設計以及提供熱防護措施等方面。氣動熱與非定常氣動力的計算也直接決定著氣動彈性問題、結構靜/動力學的深入研究”1。本文參考前人對激波湍流邊界層干擾問題的研究,滿足了研究這類問題時對數值方法、計算網格以及計算收斂判斷準則的要求,重點考察湍流模型對準確模擬激波湍流邊界層干擾導致的氣動力問題的影響。由于高馬