[发明专利]一种考虑表面粗糙度效应的高超声速横流转捩预测方法

说明书

本发明公开了一种考虑表面粗糙度效应的高超声速横流转捩预测方法，所述高超声速横流转捩预测方法基于令临界横流雷诺数和表面粗糙度满足对数关系，并基于高超风洞实验数据，通过CFD层流解得到高超声速条件下不同粗糙度的转捩临界动量厚度雷诺数，采用最小二乘法对关系系数进行求解，得到判据关系式，并通过向现有γ‑Re_θt转捩模型动量厚度输运方程中增加横流源项D_SCF实现横流转捩的预测。由于γ‑Re_θt转捩模型本身是当地化模型，而横流判据Re_SCF是通过迭代求得，不需要积分求解动量厚度雷诺数，也实现了当地化。因此该方法不涉及非当地量的计算或者调用，预测技术实现了完全当地化，适用于大规模并行计算。

技术领域

本发明属于流动预测技术领域，尤其涉及可预测不同物面粗糙度下的高超声速横流转捩位置的方法。

背景技术

在流体(气体或液体)绕固体流动时，流体与固体的相互作用区域主要发生在固壁外较薄的附面层中，该区域又被称为边界层。边界层流动具有两种状态：层流流态与湍流流态。这两种流态在物体表面气动力分布、热力分布和掺混作用等方面存在巨大差别。由层流转变为湍流的过程称为转捩，转捩预测对于航空航天飞行器设计具有重要意义。转捩过程是一个多因素耦合影响的复杂非线性过程，按模态可分为第一模态、第二模态、横流模态等多种类型。在真实航空航天飞行器的三维外形边界层转捩中，横流模态主导的转捩(简称横流转捩)常占据主导地位。因此对横流转捩的预测称为飞行器表面转捩预测的关键技术。

在横流转捩预测方面，早在上世纪50年代，人民就根据横流转捩的风洞试验，提出了相应的横流雷诺数转捩判据。研究表明，基于10％横流速度δ_10％的横流雷诺数在亚音速后掠翼流动中可以与实验数据较好关联。较多研究人员随后对该判据进行了完善，提出如C1准则、Kohama参数等横流转捩预测准则(判据)。随着湍流模型与转捩模型的提出，90年代之后至今，基于各类横流判据又发展出多种横流转捩模型。

虽然部分横流转捩预测技术已用于工程实际，但该技术仍处在不断发展完善的过程中，目前该类技术仍面临一些问题与局限性：

1.现有横流转捩预测技术普遍不适用于高超声速横流转捩。

由于横流雷诺数判据是基于亚音速后掠翼风洞试验数据提出的，因此以该判据为核心的横流转捩预测技术在高超声速流动中的适用性受限。高超声速流动的强间断特性和壁温效应，以及不同于低速翼型的三维旋成体外形等因素使得传统低速横流转捩预测技术在高超声速流动中不再适用。

2.现有的横流转捩预测技术较少能实现完全当地化

完全当地化是指在横流转捩的数值预测过程中，所有的计算量与参数均为本地的，不需调用其它计算格点信息或全场搜寻某物理量。基于横流雷诺数的横流转捩判据，由于需要全场搜寻最大横流速度以及特定速度对应的边界层内位置，导致该判据及其对应的横流转捩预测技术不能实现完全当地化。非当地化的预测技术在大规模并行计算中实现与推广较为困难，影响了计算效率。

3.现有的高超声速横流转捩预测技术级别未考虑表面粗糙度对横流转捩的影响。

目前高超声速横流转捩预测模型极少且适用范围有限，均未引入表面粗糙度对横流转捩的影响。早期风洞实验未考虑物面粗糙度对横流转捩的影响。随着风洞实验和飞行试验测量手段的进步，在亚音速与高超音速风洞实验中均发现定常横流转捩位置受物面粗糙度影响显著。真实飞行条件下的转捩往往由定常横流不稳定性主导，因此粗糙度对横流转捩的影响作为重要工程因素必须交考虑。

转捩判断标准：超声速、高超声速边界层转捩的直接判断方法是飞行器壁面摩擦系数Cf或者表面热流Q这两个物理量在空间上沿流线方向的突然升高，如图1所示。转捩开始的位置判断方法主要有两种：其一为存在转捩突跃的Cf曲线、热流曲线的最低点(图1转捩起始位置1)，其二为层流曲线延长线与突跃区间拟合直线的交点(图1转捩起始位置2)，本专利选取第一种判断方法。