[發(fā)明專利]一種用于高馬赫數(shù)強(qiáng)激波流場氣動熱預(yù)測的湍流模型及其建立方法

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• 申請日: 2017-06-01
• 公開（公告）號: CN107273593A
• 公開（公告）日: 2017-10-20
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 高振勛;張智超;蔣崇文;李椿萱
• 申請（專利權(quán)）人: 北京航空航天大學(xué)
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 北京永創(chuàng)新實(shí)專利事務(wù)所11121
• 代理人: 姜榮麗

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于高超聲速飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具體涉及一種可用于高馬赫數(shù)強(qiáng)激波流場氣動熱預(yù)測的湍流模型。

背景技術(shù)

臨近空間高超聲速飛行器已成為世界強(qiáng)國航空航天技術(shù)發(fā)展計(jì)劃的主要目標(biāo)。此類飛行器由于需要進(jìn)行長時間的高超聲速飛行將產(chǎn)生嚴(yán)重的氣動加熱問題，因此，飛行器熱防護(hù)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)成為高超聲速飛行器發(fā)展的一個關(guān)鍵技術(shù)難點(diǎn)。通過準(zhǔn)確預(yù)測飛行器的氣動熱環(huán)境不僅可以顯著提高熱防護(hù)系統(tǒng)的有效性，還能夠在一定程度上增加飛行器的有效載荷。

當(dāng)高超聲速飛行器在較稠密大氣層內(nèi)飛行時，繞飛行器的高超聲速流動一般不再為層流狀態(tài)，此時飛行器的氣動熱環(huán)境預(yù)測必須考慮湍流效應(yīng)。當(dāng)前計(jì)算流體力學(xué)(CFD)對高超聲速流動中湍流的模擬大多是基于RANS(Reynolds-averaged Navier-Stoke)方法，而當(dāng)流場中存在強(qiáng)激波間斷時，現(xiàn)有湍流模型的模擬將會受到嚴(yán)重影響。例如，將當(dāng)前應(yīng)用最為廣泛的k-ωSST兩方程湍流模型應(yīng)用于美國NASA火星實(shí)驗(yàn)室所設(shè)計(jì)的橢圓鈍化再入飛行器(圖1)氣動熱環(huán)境預(yù)測模擬時，氣動熱模擬結(jié)果與試驗(yàn)數(shù)據(jù)相比產(chǎn)生了極大的誤差，頭部駐點(diǎn)區(qū)域誤差甚至超過了100％(圖2)。這是由于湍流模型中相關(guān)變量輸運(yùn)方程中的生成項(xiàng)為非守恒形式，強(qiáng)間斷附近的高速度梯度值會引起生成項(xiàng)的過度增加，從而引起湍流變量如湍動能和耗散率等經(jīng)過激波時會發(fā)生非物理的變化，進(jìn)而導(dǎo)致氣動熱環(huán)境的預(yù)測結(jié)果出現(xiàn)嚴(yán)重的誤差。Sinha等人(見參考文獻(xiàn)[1]：A.A.Pasha,K.Sinha,Simulation of hypersonic shock/turbulent boundary-layer interactions using shock-unsteadiness model,Journal of Propulsion and Power 28(1)(2012)46-60)通過研究發(fā)現(xiàn)，若能對激波后湍流變量非物理增長的現(xiàn)象進(jìn)行修正，可有效改善氣動熱預(yù)測模擬的精度。然而，Sinha等人提出的模型由于引入了需要進(jìn)行積分的邊界層厚度等非當(dāng)?shù)刈兞浚沟闷渌岢龅男拚牧髂Ｐ蛢H適用于簡單外形流場的預(yù)測模擬，難以應(yīng)用于現(xiàn)代高超聲速復(fù)雜外形的飛行器。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明提出一種用于高馬赫數(shù)強(qiáng)激波流場氣動熱預(yù)測的湍流模型，首先確定流場中存在強(qiáng)間斷的區(qū)域，隨后構(gòu)造了一個湍流變量生成項(xiàng)衰減函數(shù)以消除激波誘導(dǎo)湍流變量非物理的增長現(xiàn)象，并與k-ωSST湍流模型結(jié)合獲得了一種適用于高馬赫數(shù)強(qiáng)激波流場氣動熱預(yù)測的湍流模型，實(shí)現(xiàn)高馬赫數(shù)存在強(qiáng)激波間斷流場下提高氣動熱預(yù)測精度的目的。

具體的，本發(fā)明提供的適用于高馬赫數(shù)強(qiáng)激波流場氣動熱預(yù)測的湍流模型通過如下步驟得到：

第一步，計(jì)算網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)(I,J,K)的光滑因子。

第二步，計(jì)算該網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)(I,J,K)的衰減函數(shù)值，確定流場中強(qiáng)間斷的區(qū)域。

第三步，衰減函數(shù)耦合k-ωSST湍流模型，建立用于高馬赫數(shù)強(qiáng)激波流場氣動熱預(yù)測的湍流模型。

本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于：

(1)計(jì)算精度高。現(xiàn)有的湍流模型(如經(jīng)典的k-ωSST湍流模型)在應(yīng)用于存在強(qiáng)激波流場的氣動熱環(huán)境預(yù)測時，駐點(diǎn)區(qū)域計(jì)算誤差甚至能達(dá)到100％以上，而在相同條件下本發(fā)明所提出的湍流模型計(jì)算精度顯著提高，誤差能夠降低至10％以內(nèi)。

(2)實(shí)用性強(qiáng)。相比于已有的湍流修正模型(如Sinha的修正模型)僅能夠適用于平板等簡單外形流動的模擬，本發(fā)明所提出的基于光滑因子概念的激波檢測方法對于復(fù)雜外形鈍頭體飛行器仍能夠自動檢測激波，并結(jié)合衰減函數(shù)實(shí)現(xiàn)高精度氣動熱預(yù)測模擬，實(shí)用性強(qiáng)。

(3)易于融入現(xiàn)代并行化CFD計(jì)算程序。本發(fā)明所提出的用于高馬赫數(shù)強(qiáng)激波流場氣動熱預(yù)測的湍流模型并未引入邊界層厚度等需要進(jìn)行積分的非當(dāng)?shù)刈兞浚Ｐ椭凶兞烤鶠楫?dāng)?shù)刈兞浚谌氍F(xiàn)代并行化CFD計(jì)算程序難度較低。

附圖說明

圖1為現(xiàn)有技術(shù)中的橢圓鈍化飛行器幾何外形尺寸；

圖2為現(xiàn)有技術(shù)中的橢圓鈍化飛行器對稱面下壁面熱流分布與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)對比；

圖3為對于任意一維網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)J光滑因子構(gòu)造中模板的選取方式；

圖4為本發(fā)明所提出的衰減函數(shù)在對稱面與馬赫數(shù)分布云圖對比；

圖5為本發(fā)明所提出的湍流模型和原始模型對稱面湍流渦粘性分布云圖對比；

圖6為本發(fā)明所提出的湍流模型和原始模型表面熱流預(yù)測結(jié)果對比。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)說明。