绕飞行器可压缩湍流的自适应分区分离涡模拟方法

A central-upwind hybrid scheme to simulate the complex flow involving shock wave and turbulence will be developed. Based on the turbulence model theory and scale-adaptive simulation idea, large-eddy simulation and Reynolds Averaged Navier-Stokes computational regions in the detached-eddy simulation (DES) method can be determined by a zone-adaptive criterion. Complex flow mechanisms with regard to the compressible turbulent flow past an aerocraft will be investigated in detail using the improved DES technique. Based on the researches in this project, it can give an efficient and reliable numerical method to simulate the complex flow around an aerocraft. Furthermore, the detailed knowledge concerning the turbulence, shock, vortex and separated flow over the aerocraft can provide an aerodynamics theory basis for the new high-speed aerocraft development.

发展和完善模拟激波和湍流共存复杂流动的中心-迎风型混合格式。基于湍流模式理论，并借鉴尺度自适应模拟思想，建立分离涡模拟方法中大涡模拟和雷诺平均计算区域的自适应判断准则，发展高效可靠的自适应分区分离涡模拟方法。采用改进后的分离涡模拟方法研究绕飞行器的可压缩湍流，并深入分析其中的复杂流动机理。本课题开展的研究将为航空航天飞行器的复杂流场计算提供高效可靠的数值方法。此外，通过深化认识绕飞行器的复杂流动中所包含的湍流、激波、旋涡和分离流等基本流动规律，为新型高速飞行器的研制提供空气动力学的理论依据。

分离涡模拟方法是一种有希望广泛应用于工程的湍流计算方法，与其相关的研究工作对航空航天飞行器的复杂流场计算具有重要的应用价值。本课题针对分离涡模拟方法和复杂可压缩湍流问题开展了系统的研究，主要内容有：基于Roe通量差分裂格式，发展了用于模拟激波和湍流共存复杂流动的中心/迎风型混合格式；基于尺度自适应模拟（SAS）思想，建立了分离涡模拟方法中大涡模拟和雷诺平均计算区域的自适应判断准则，发展了一种高效可靠的自适应分区分离涡模拟方法，即基于SA一方程模型的SAS方法；通过对细长体、bump以及翼型的跨超声速流动数值计算，验证了本课题发展的中心/迎风型混合格式的可靠性；通过对绕圆柱和球柱体的复杂湍流数值模拟，验证了本课题发展的自适应分区分离涡模拟方法的可靠性。此外，为了更深入的分析复杂可压缩湍流流动机理，以及后续的深入研究，增加了大涡模拟的数值模拟研究。采用本课题发展的自适应分区分离涡模拟方法和大涡模拟方法，研究了几类柱体的复杂可压缩湍流流动问题，认识了湍流旋涡、激波、可压缩剪切层等基本流动以及与其相关的流动控制机理，这为新型高速飞行器的研制提供了空气动力学的理论依据。