超音速边界层流动的大涡模拟

RafaelIdorb

    在航空航天领域超音速流动无处不在，而在当前的数值模拟方法中大涡模拟有其特有的优势，基于此本文发展了超音速流动的大涡模拟求解器。采用动力亚格子模型，空间离散采用有限体积法，粘性项二阶中心格式，时间推进采用三步三阶紧致Runge-Kuttta法。    在几个基本算例的计算中都得到了与前人计算和试验相符的结果，验证了程序的可靠性和模拟超音速流动的能力。通过模拟激波反射问题，超音速边界层层流，超音压缩拐角层流问题比较了几种目前流行的对流项格式和限制器，其中包括Van Leer分裂格式，AUSM+格式，AUSMPW+格式和Roe格式，限制器包括Minmod限制器，Van Albada限制器和HK限制器，通过比较得出：Roe格式+HK限制器的组合在计算中表现出了较高的精度，较好的稳定性和收敛性。    在飞行器的设计过程中激波边界层干涉现象是设计师们普遍关注的问题，这种现象的重要性和人们对它认识的缺乏使激波边界层干涉问题成为了近年来研究的热点，而众所周知研究激波边界层干涉问题，如压缩拐角流动问题，需要在入口指定非定常的湍流边界条件，本文采用需要较少计算量生成湍流场的Rescaling-Reintroducing方法，结合前人提出的各种Rescaling-Reintroducing方法可压缩扩展的优点生成了非定常的空间发展的湍流，对流项采用四阶斜对称格式，模拟是在 ， (基于入口来流速度和入口边界层厚度)上进行的，流场的统计平均结果和瞬态结果同前人数值模拟结果很好的一致，以此验证了这种方法的可行性，为以后研究激波边界层干涉问题奠定了基础。