压缩性修正对γ-Reθ转捩模型的影响研究
夏陈超;姜婷婷;郭中州;陈伟芳
【摘 要】将基于流场当地变量的γ-Reθ转捩模型加入可压缩 RANS 方程计算程序，对平均流场控制方程、湍流和转捩控制方程进行基于 LU-SGS 的隐式紧耦合求解。结合三种压缩性修正方法对高超声速平板、双楔和圆锥流动进行了数值模拟，给出了壁面斯坦顿数、热流值和实验值的比较，以及湍动能和间歇因子分布云图。数值计算结果表明，相同来流湍流度下不同压缩性修正方法得到的转捩位置差别较大。相比于未修正的模型，基于当地马赫数压缩性修正后的转捩位置最靠后，其对带有分离的双楔流动预测较为准确；基于来流马赫数的压缩性修正仅使得转捩位置稍有延迟；对湍动能源项的压缩性修正可提高模型在转捩后湍流段的热流预测精度。%Boundary layer transition plays a significant role in the prediction of aerodynamic and aerothermodynamics characteristics of hypersonic vehicle.The commonly ud correlation bad onγ-Reθ transition model is implemented into a Reynolds-Averaged Navier-Stokes solver in order to evaluate its capability in hypersonic flows.The mean flow and turbulent flow equations are solved simultaneously bad on the LU-SGS method.Thre
e compressibility correction meth-ods are adopted to simulate the hypersonic flows around a flat plate,a double wedge and a cone body.Results of Stanton number,heat flux on walls,contours of turbulence kinetic energy and intermittency factor are prented.The results ofγ-Reθ transition model show better flow esn-tial than that of full laminar or full turbulent results.The transition ont positions obtained by different compressibility methods under the same free stream turbulence intensity varied signifi-cantly.Compressibility correction bad on local Mach number delays the transition ont great-ly,while the correction of source term of turbulent kinetic energy equation improves the accuracy of heat flux on turbulent ction of the wall.Rational lection of compressibility correction method should rely on the type of flow.Elaborate and reliable compressibility correction method still need to be further investigated.
【期刊名称】《空气动力学学报》
【年(卷),期】2015(000)005
禅茶一味书法
【总页数】7页(P603-609)
大声歌唱【关键词】高超声速;RANS方程;γ-Reθ转捩模型;紧耦合;压缩性修正
掩盖造句【作 者】远坂凛壁纸夏陈超;姜婷婷;郭中州;陈伟芳
【作者单位】浙江大学 航空航天学院，浙江 杭州 310027;浙江大学 航空航天学院，浙江 杭州 310027;浙江大学 航空航天学院，浙江 杭州 310027;浙江大学 航空航天学院，浙江 杭州 310027
【正文语种】中 文
【中图分类】V211.3
边界层转捩是目前流体力学领域的研究热点和难点，也是航空航天工程中的关键问题。虽然国内外研究者已经做了大量卓有成效的工作，但对转捩相关机理的认识和理论分析仍有待提升。对高超声速飞行器而言，流动形态的变化关系到飞行器的升阻特性、热防护以及发动机中的流动品质等。准确预测转捩位置、转捩区长度以及气动力/热环境对飞行器设计有重要意义。
相比于直接数值模拟(DNS)和大涡模拟(LES)，基于RANS的数值模拟是当前工程上预测湍流和转捩较为经济和高效的方法，其中Huang［1］、Walters［2］和Lantry［3］等的研究具有代表性。Lantry等提出的基于经验关系式的γ-Reθ转捩模型在k-ω SST两方程湍流模型的基础上添加了两个输运方程，一个是间歇因子γ的输运方程，一个是动量厚度雷诺数Reθ的输运方程。γ-Reθ模型是基于流场当地变量的转捩模型，可以和现代CFD程序相兼容，相比于目前常用的eN方法［4］，具有更强的适用性。针对低速平板、翼型/机翼和涡轮机械的众多研究［5-7］表明γ-Reθ模型对自然转捩和分离转捩具有较好的预测能力。
一方面，虽然原始的γ-Reθ模型基于不可压实验发展而来，但 Krau［8］、You［9］、孔维萱［10］以及郑赟［11］等采用γ-Reθ模型对高超声速双楔和尖锥等流动的数值计算表明该模型也能较准确地预测高超声速流动中的转捩问题。另一方面，为增强该模型对高速流动问题的适用性，有必要进行适当的压缩性修正。Kaynak［12］给出了一种基于来流马赫数的压缩性修正关系式，对超声速平板的边界层转捩进行了预测;张晓东［13］则对经验关系式进行了基于当地马赫数的修正，通过对双楔模型的数值计算，得到的壁面压力系数与实验值吻合较好。总体而言，该模型目前主要应用于低速流动问题，其在高速流动情况下的压缩性修正研究还很少。本文将γ-Reθ模型编入课题组发展的基于SST湍流模型的
可压缩RANS方程耦合求解程序，结合高超声速平板和圆锥等典型流动问题，通过数值模拟和对比，初步探索了三种压缩性修正方法对γ-Reθ模型预测转捩的影响，为该模型的进一步改进提供参考。
1.1 γ-Reθ转捩模型
γ-Reθ转捩模型包含间歇因子和转捩动量厚度雷诺数两个输运方程，其中间歇因子的输运方程为:
其中，Flength为转捩区长度控制函数，Font为转捩发生函数，Fturb用于抑制再层流化，相关参数详见文献［3］。
1.2 压缩性修正
由于原始的γ-Reθ模型中转捩动量厚度雷诺数Reθt关系式是通过不可压平板实验获得，因此将该模型应用于高速可压缩流问题时有必要进行适当的可压缩性修正(Compressibility Correction，文中用CC表示)。本文实现并对比了三种压缩性修正方法。
(1)CC=1
张晓东［13］基于高超声速风洞实验数据，给出了一种基于当地马赫数的压缩性修正关系式:
水打一数字(2)CC=2
Kaynak［12］给出了一种基于来流马赫数的修正关系式:
虽然文献［12］给出了该关系式的适用范围(来流马赫数小于2.4)，本文仍将其视为一种潜在的修正方法，评估其压缩性修正效果。
瑜伽初级入门在家练(3)CC=3
Papp等人［14］在对其发展的基于SSGZ k-ε模型的工程转捩模型进行压缩性修正时在湍动能方程中添加了一个源项，形式如下:
本文参考该方法，将上述源项加入SST湍流模型的湍动能方程中进行修正。其中，，湍流马赫数，M't为考虑转捩效应的转捩湍流马赫数，系数λ的作用是当转捩湍流马赫数小于λ时不起作用，取值0.2，α1=2.5，α2=2.0，ε=βωk。
压缩性修正1和2的实施是将F(Ma)乘到转捩动量厚度雷诺数，压缩性修正3则是将Pe直接加到湍动能k方程的源项中。
将 γ-Reθ转捩模型加入课题组发展的可压缩RANS程序，流动控制方程为雷诺平均的三维NS方程、SST两方程湍流模型方程以及γ-Reθ转捩输运方程。计算程序基于结构网格的有限体积方法，其中无黏通量采用计算效率和分辨率均较高的AUSMPW+格式［15］并采用MUSCL进行高阶插值，黏性通量采用中心差分进行离散。
为提高计算效率，时间推进采用Yoon和Jameson［16］提出的LU-SGS隐式方法，同时采用当地时间步长加速收敛。为克服源项刚性，对湍流和转捩输运方程中的负值耗散项进行隐式处理以增强矩阵对角占优［12］:
3.1 平板流动
日本文学作品高超声速平板流动算例取自Mee［17］的激波风洞实验结果。平板长1.5m，来流马赫数6.2，来流静温690K，来流静压5.4kPa，单位雷诺数为2.6×106。计算网格为224×150(流向和法向)，在壁面和前缘进行了加密，壁面第一层网格y+小于1(约0.5)。
图1和图2为两种来流湍流度情况下的平板壁面斯坦顿数分布，斯坦顿数定义为:
其中，qw为热流，ρ∞和u∞分别为来流密度和速度，h0∞为来流总焓，hw壁面焓。图中对比了无压缩性修正的γ-Reθ模型、三种压缩性修正的γ-Reθ模型、完全层流状态和完全湍流状态(SST模型)的结果。可以看出，层流和湍流的斯坦顿数与实验值吻合较好，转捩模型实现了层流到湍流的过渡，随着来流湍流度的增大，转捩位置前移，但相比于实验值，转捩区长度过长。相同湍流度条件下不同压缩性修正方法的转捩起始位置差异较大，方法1转捩位置最靠后，方法2居中，相比于无压缩性模型均延迟了转捩位置，方法3由于没有改变转捩模型经验关系式，其转捩位置与无压缩性模型基本一致，但其在一定程度上降低了湍流段的热流。
度米芬含片图3和图4分别为湍流度3%时无压缩性修正和采用压缩性方法2的流场湍动能云图，湍动能的急剧增大意味着转捩的发生，可以看出，进行压缩性修正后转捩位置有了明显的后移，即该压缩性修正方法限制了湍动能的发展。数值计算也表明，无压缩性修正时最大湍动能为61 611m2/s2，压缩性修正方法2得到的最大湍动能减少到了60 257 m2/s2。
3.2 双楔流动
双楔几何外形［18］如图5所示，其第一个和第二个坡的角度分别为 9°和 20.5°，前缘钝化半径0.5mm。计算马赫数为8.1，来流单位雷诺数为3.8 ×106，来流静压520Pa，来流静温106K，壁面温度为300K，来流湍流度0.9%。钝头双楔计算网格如图6所示，网格在壁面、头部和拐角附近进行了加密，并保证第一层y+值小于1(约为0.3)。
