高超声速激波/边界层干扰的时空高精度气体动理学方法研究

Hypersonic shock/boundary layer interaction not only can cause local high heat-flux on the surface of vehicle, but also can cause unsteady flutter and hypersonic inlet unstart etc., which have a critical impact on the aerodynamic performance, propulsion system and safety of aircraft. The local high heat-flux and the unsteady characteristics of shock-induced separation flow in hypersonic shock/boundary layer interaction are studied, and their effects on the aerodynamic force and heat transfer characteristics are analyzed. It is of great significance to improve the efficiency and reliability of vehicle. Gas kinetic scheme based on Boltzmann model equation is a mesoscopic method, which contains more physical information than the traditional macroscopic hydrodynamic equation. It has obvious advantages in simulating multi-scale complex flows and provides a new direction to study hypersonic shock wave/boundary layer interactions. In this study, a a temporal-spatial uniformly high order gas kinetic scheme under unstructured hybrid grid is developed, and the high-precision consistent boundary conditions is investigated. Furthermore, coupling with large eddy simulation, the elaborate numerical simulations and flow physical analysis of typical hypersonic shock/boundary layer interaction problems are carried out, revealing the formation mechanism of local high heat-flux on the surface, analyzing the influence factor and physical mechanism of unsteady characteristics of shock-induced separation flow, which will provide the theoretical basis and guidance for the design of hypersonic vehicle.

高超声速激波/边界层干扰会导致飞行器表面出现很高的局部热流峰值、引起非定常颤振和进气道不起动等问题，对飞行器气动性能、推进系统及安全性均有着非常关键的影响。研究高超声速激波/边界层干扰中局部热流峰值和激波诱导分离流动的非定常特性，分析其对表面气动力/热特性的影响规律，对提高飞行器效率和可靠性具有重要意义。基于Boltzmann模型方程的气体动理学方法作为一种介观方法，比传统宏观流体力学方程包含更多的物理内涵，在模拟多尺度复杂流动时有着明显优势，为研究高超声速激波/边界层干扰提供了一个全新视角。本研究拟发展非结构混合网格下的时空一致高精度气体动理学格式，研究相容性高阶边界条件，结合大涡模拟开展典型高超声速激波/边界层干扰问题的精细化数值模拟和流动物理分析，揭示表面局部热流峰值的形成机理，分析激波-分离流动非定常运动特性的影响因素和物理机制，为高超声速飞行器设计提供理论指导和依据。

高超声速激波/边界层干扰会导致飞行器表面出现很高的局部热流峰值、存在激波诱导分离的非定常特性，飞行器表面气动力、热特性的精确预测对飞行器气动性能、效率和可靠性具有重要影响。基于传统宏观流体力学方程的CFD高阶格式在包含强非平衡效应的高超声速复杂流动预测中具有一定的局限性，而介观气体动理学方法比传统宏观方程包含更多的物理内涵，在非平衡效应捕捉方面具有一定优势，其时间-空间耦合的高精度格式，更适用于复杂非定常流动特性分析，为研究高超声速激波/边界层干扰提供了一个全新视角。因此，本项目主要研究内容是研究发展结构和非结构网格下的时间-空间高精度气体动理学格式，探究动理学方法对高超声速激波/边界层干扰等复杂流动的刻画能力、以及对气动力和局部热流峰值的预测能力。研究结果如下： 1）在有限差分和有限体积框架下，分别探索研究了基于WENO重构的高精度气体动理学格式的构建，探究了各方法下两步四阶高精度时间离散方法可实现性，并对不同重构方法下的高精度GKS格式进行了初步对比研究；2）在动理学方法框架下，提出构建了高阶FRKIF方法，完成了一系列数值测试与对比分析；基于HiFiLES开源平台构建了高阶FRKIF求解器，构建形成了三维高阶动理学格式的大涡模拟并行计算平台；3）在动理学无粘通量方法框架下，构建了SU2-KIF计算平台，完成了一系列高超声速复杂流动（含激波/边界层干扰问题）的数值测试与对比分析，形成了基于动理学KIF格式的全速域复杂流动数值模拟平台。综上，虽然本项目研究周期内未实现高阶动理学格式对高超声速复杂流动的数值模拟和机理分析研究，但是通过本项目的研究，在动理学高精度格式构建上加深了对重构方法、时间离散格式的认识，建立了多类高阶动理学格式，完成了高阶FRKIF方法的三维并行计算平台的搭建，得到了初步地验证，具有很好的应用前景。