边界层转捩对高超音速下流经前体和进气口的非稳态SWBLI（超音速边界层流动）的影响

《Aerospace Science and Technology》：Effects of boundary layer transition on the unsteady SWBLI past the forebody and intake at hypersonic speed

本文提出基于k-ω-γ转换单元与合成粒子模型的改进延迟分离涡模拟（Tr-IDDES-SPOM），通过验证平板层流过渡、压缩角SWBLI及平板撞击SWBLI，证明其在预测非定常SWBLI方面优于传统IDDES-SPOM，并成功应用于前体与进气道复杂流动分析。

　　

杨一江|肖志翔

清华大学航空航天工程学院，中国北京100084

摘要

边界层转捩对高超音速吸气式飞行器前体和进气口处的下游边界层发展以及非稳态激波与边界层相互作用（SWBLI）具有重要影响。本文提出了一种基于k-ω-γ转捩模型（Tr）和合成粒子群模型（SPOM）的新改进延迟分离涡模拟（IDDES）方法，并对其进行了验证，该方法能够同时预测强激波、边界层转捩和非稳态SWBLI现象。首先，通过平板上高超音速过渡边界层的实验数据对Tr-IDDES-SPOM模型进行了验证。该模型能够有效模拟层流和过渡边界层，而全湍流IDDES-SPOM则能够精确捕捉湍流边界层。其次，通过压缩角处的高超音速非稳态SWBLI实验对IDDES-SPOM进行了验证。最后，通过平板上的超音速入射SWBLI实验对IDDES-SPOM进行了验证，并将数值结果与现有的测量数据或直接数值模拟结果进行了尽可能详细的比较。与原始IDDES方法相比，IDDES-SPOM能够更准确地预测非稳态SWBLI现象，尤其是当存在逆压梯度导致边界层分离时。此外，Tr-IDDES-SPOM和IDDES-SPOM还被应用于预测带有前体激波、压缩角处的SWBLI以及进气口内的多个入射SWBLI的复杂流动情况。通过考虑边界层转捩的影响，Tr-IDDES-SPOM在预测压缩角处的高超音速层流SWBLI和进气口内的非稳态入射SWBLI方面表现优于IDDES-SPOM。

章节摘要

引言

对于高超音速吸气式飞行器而言，包括强前体激波、前体上的边界层转捩、压缩角处的激波与边界层相互作用（SWBLI）以及进气口和隔离器内的入射SWBLI在内的流动现象非常复杂。同时捕捉强前体激波并准确解析湍流边界层中的小尺度流动结构，是物理模型和数值方法面临的重要挑战。

数值方法

本文采用了两种基本的RANS模型：全湍流剪切应力传输（SST）模型和三方程k-ω-γ转捩模型（Tr）[23]，构建了IDDES型RANS-LES混合模型。文中使用了三种IDDES模型：基于SST模型且不包含合成湍流的原始IDDES [21]、基于SST模型和SPOM合成湍流的IDDES-SPOM [36,37]，以及基于转捩模型的Tr-IDDES-SPOM。

Tr-IDDES-SPOM和IDDES-SPOM的验证

首先，使用Tr-IDDES-SPOM模拟了马赫数为6.2时平板上的高超音速过渡边界层流动（平板可视为前体表面）。其次，使用IDDES-SPOM和原始IDDES（简称IDDES-Org）预测了马赫数为6.0时压缩角处的强湍流SWBLI现象（压缩角是前体的典型几何结构）。最后，还使用IDDES-SPOM预测了超音速入射SWBLI现象。

边界层转捩对前体和进气口处SWBLI的影响

本文模拟了高超音速条件下前体和进气口处的复杂流动现象，并通过比较Tr-IDDES-SPOM和IDDES-SPOM的结果来研究边界层转捩的影响。由于IDDES-Org在处理SWBLI问题时表现不佳，因此未将其用于实验验证。

结论

本文基于k-ω-γ转捩模型和嵌入式SPOM算法，构建了Tr-IDDES-SPOM模型，并通过超音速或高超音速条件下的典型转捩或SWBLI流动案例对其进行了验证。随后，该模型被用于研究边界层转捩对高超音速条件下前体和进气口处SWBLI流动的影响。首先，模拟了马赫数为6.2时平板（可视为前体表面）上的过渡流动现象。

作者贡献声明

杨一江：负责撰写初稿、可视化处理、模型验证、方法论研究、数据分析及形式化分析。肖志翔：负责撰写、审稿与编辑工作、项目监督、资源协调、资金争取以及概念构思。