考虑脱体激波干扰及高温气体效应的转捩模型研究

The current transition models have not yet included shock-wave interference and high-temperature effects. In order to improve the simulation accuracy, a new transition model including the above two effects is built in this project, based on the existing k-ω-γ model. The main research is divided into two sections. On the one hand, the production term in the laminar kinetic energy equation is not useful in the shock-wave region, resulting in the laminar kinetic energy over increased across shock-wave. Therefore, the production term in the laminar kinetic energy equation needs to be re-modeled in the shock-wave region and the influence of 3D shock-wave interference on the freestream disturbance is studied. The purpose of this work is ensuring that the laminar kinetic energy change across shock-wave is reasonable. On the other hand, the study about the influence of high-temperature effects on the stability of hypersonic boundary layer is performed. The mechanism of high-temperature effects acting on the amplification and destabilization of instable waves is revealed. Subsequently, the time scale of instable waves in the transition model is fixed and the new transition model can include high-temperature effects. The improved k-ω-γ transition model can be used to predict the hypersonic boundary layer transition.

目前的转捩模型中尚未计及强脱体激波干扰和高温气体效应对高超声速边界层转捩的影响机制。本项目旨在基于现有的k-ω-γ模型，进一步建立可考虑强脱体激波干扰及高温气体效应的转捩模型。一方面，针对现有层流脉动能方程中生成项在激波间断处不适用而引起强激波后非物理转捩的问题，开展三维激波间断对自由来流扰动的作用机理研究，进而对层流脉动能方程中的生成项在激波处进行重新建模，以保证层流脉动能过激波的变化符合物理；另一方面，开展高温气体效应影响下高超声速边界层的稳定性分析，揭示高温气体效应对不稳定波放大及失稳过程的影响机制，进而对转捩模型中不同模态不稳定波的时间尺度表达式进行修正，实现在转捩模型中考虑高温气体效应影响的目标。最终所获得的改进k-ω-γ转捩模型可用于高马赫数钝头体的高超声速边界层转捩预测。

本项目主要目的是建立能够模拟高超声速边界层层流-转捩-湍流全过程的转捩/湍流模型，重点考虑高马赫数流动中的强脱体激波干扰和高温气体效应。首先，利用线化干扰分析（LIA）理论和直接数值模拟（DNS）揭示了湍流脉动过激波的变化规律，发现了强脱体激波会引起现有转捩/湍流模型出现湍动能急剧增长、转捩位置提前的非物理现象，进而提出了生成项的修正方法消除了以上非物理结果，显著提高了强脱体激波影响下的高超声速边界层转捩/湍流模型模拟精度。其次，在宽马赫数范围（2-20）、考虑高温气体效应条件下，一方面构建了转捩模型中新的动量厚度雷诺数当地化关系式，相较于原始关系式，可将动量厚度雷诺数的模化误差由60%降到5%以内；另一方面揭示了马赫数、壁温比对高超声速边界层转捩位置和转捩起始动量厚度雷诺数的影响机制，建立了基于转捩起始动量厚度雷诺数的高超声速边界层转捩触发准则。最后基于以上研究成果，发展了适用于高超声速条件的γ-Reθ / k-ω SST转捩/湍流模型，选取风洞和飞行实验典型算例（来流马赫数范围3.5-20），开展层流-转捩-湍流全过程数值模拟，与实验数据的对比表明，新发展的模型计算得到的转捩位置与风洞/飞行实验结果吻合较好，相比于现有模型大幅提高了高超声速气动热的模拟精度。. 本项目在研究过程中发表了SCI论文11篇，包括Phyisics of Fluids、Journal of Sound and Vibration、International Journal of Heat and Mass Transfer等相关领域的国际权威期刊，并在《航空学报》、《中国科学：物理学力学天文学》等国内重要期刊上发表文章2篇。同时，项目中所发展的转捩/湍流模型已集成到研究团队自主开发的CFD软件ACANS中，研究成果成功应用于国内重要飞行器型号研制中，有力支持了飞行器的气动力/热设计。最后，本人作为第一完成人的成果“超声速湍流燃烧与高超声速气动热数值模拟技术”2020年获第六届中国力学学会科技进步二等奖。