约束大涡模拟方法对激波湍流边界层相互作用机理的研究

Shock wave/turbulence boundary layer interaction (STBLI) is a crucial issue in supersonic aircraft design, which is equally valuable for both theoretical research and engineering practice. In this proposal, we want to focus on the principle study of STBLI by utilizing constrained large eddy simulation (CLES) method. The research content is as follow: 1) develop a CLES model from the current CLES method to adapt higher Mach number, intense discontinuous and wall-bounded turbulence cases; 2) such model will be applied to simulate STBLI and validate with the published experimental and simulation results; 3) influences of the parameters including Reynolds number and Mach number will be investigated using such method as well as the physical dynamics of STBLI. In all, such work will provide both fundamental and numerical simulation method in understanding of STBLI, which will be beneficial for future designation on supersonic aircraft.

激波湍流边界层相互作用是超声速飞行器设计中的重要问题，具有重要的理论研究与工程应用价值。本项目拟采用约束大涡模拟（constrained large eddy simulation， CLES）方法的思想，研究激波湍流边界层相互作用的机理。研究内容包括：1）在现有可压缩CLES方法的基础上，进一步深入改进适用于高马赫数，强间断的壁面约束大涡模拟模型；2）将该模型应用于激波湍流边界层相互作用的研究中，结合已有实验以及数值模拟结果对该模型进行验证；3）采用该模型的数值模拟，研究流动参数包括雷诺数、马赫数的改变对流动性质的影响，并研究激波湍流边界层相互作用的机理。该研究将为超声速飞行器设计提供有力的理论指导和数值模拟手段。

激波湍流边界层相互作用是超声速飞行器设计中的重要问题，具有重要的理论研究与工程应用价值。本项目拟采用约束大涡模拟（constrained large eddy simulation， CLES）方法的思想，研究激波湍流边界层相互作用的机理。LES涡粘模型的系数通常需要通过经验或者实验结果得到，在目前开展的工作中，确定了动力学模型中，模型系数的确定方法，比较了在槽道湍流中，采用基于体积平均方法得到的模型系数和采用基于面平均得到的模型系数的两种模型的结果，验证了基于体积平均的模型系数的可行性。并将该类模型应用于展向旋转槽道流，验证了LES模型对旋转槽道流模拟的可行性。为了研究复杂条件下LES模型的效果，进一步研究了基于螺旋度的LES模型模拟的效果。该模型被应用于展向旋转槽道流模拟，并与DSM以及DNS结果进行了比较。结果表明，该模型可以在旋转槽道流的模拟中得到满意的结果，得到的平均速度剖面与DNS结果接近。CLES方法被用于可压缩平板边界层的数值模拟，并与传统LES和DES结果进行了比较。结果表明CLES方法得到的平均速度型以及总温与DNS结果符合的很好。摩擦系数在充分发展后也与DNS结果更接近。