高超声速激波湍流边界层干扰直接数值模拟研究1)
童福林?,2) 李 欣?,?? 于长平? 李新亮?,??
【摘 要】摘要 高超声速激波与湍流边界层干扰会导致飞行器表面出现局部热流峰值，严重影响飞行器气动性能和飞行安全.针对高马赫数激波干扰问题，以往数值研究多采用雷诺平均方法，而在直接数值模拟方面的相关工作较为少见.开展高超声速激波与湍流边界层干扰的直接数值模拟研究，有助于进一步提升对其复杂流动机理认识和理解，同时也将为现有湍流模型和亚格子应力模型的改进提供理论依据.采用直接数值模拟方法对来流马赫数6.0，34°压缩拐角内激波与湍流边界层的干扰问题进行了研究.基于雷诺应力各向异性张量，分析了高超声速湍流边界层在压缩拐角内的演化特性.通过对湍动能输运方程的逐项分析，系统地研究了可压缩效应对湍动能及其输运的影响机制.采用动态模态分解方法，探讨了干扰流场的非定常运动历程.研究结果表明，随着湍流边界层往下游发展，近壁湍流的雷诺应力状态由两组元轴对称状态逐渐演化为两组元状态，外层区域则由轴对称膨胀趋近于各向同性.干扰流场内存在强内在压缩性效应(声效应)，其对湍动能输运的影响主要体现在压力--膨胀项，而对膨胀--耗散项影响较小.高超声速下压缩拐角内的非定常运动仍存在以分离泡膨胀/收缩为特征的低频振荡特性，其物理机制与分离泡剪切层密切相关. 【期刊名称】力学学报 【年(卷),期】2024(050)002 【总页数】12
【关键词】关键词 高超声速，激波湍流边界层干扰，直接数值模拟，湍动能，低频振荡
流体力学
引言
激波与湍流边界层的干扰会导致飞行器局部流场内出现大尺度非定常流动分离和再附现象、强压力脉动以及局部干扰峰值热流，严重影响飞行器的气动性能.在高超声速情况下，拐角内复杂干扰现象引起的表面局部峰值热流可达无干扰情况下的数十倍，这会给高速飞行器的飞行安全带来极大的威胁和隐患.目前，该问题仍是现代高速飞行器气动设计中不可或缺的基础研究内容[1-2]，具有十分重要的工程应用背景.
自20世纪80年代以来，国内外大量学者就对激波与湍流边界层干扰问题进行了广泛的数值模拟研究[3-4].早期工作，主要以雷诺平均方法为主.研究表明[5]，现有的湍流模型均不能完全准确模拟出干扰流场的典型特征，特别是在流场内出现大范围流动分离情况时，采用不同的湍流模型计算会得到不同的结果.近些年，随着计算速度的提高和高精度低耗散数值格式的飞速发展[6-7]，激波与湍流边界层干扰的大涡模拟(large eddy simulation,LES)和直接数值模拟(direct numerical sumlation,DNS)研究取得了巨大的进步[8-10].
由于直接数值模拟方法不引入任何的湍流模型或亚格子应力模型，通过直接求解NS方程得到了干扰流场的全部时空信息，一些在风洞实验中难以测量的湍流脉动信息可以通过DNS数据库直接获得.因此，目前DNS已成为研究激波干扰问题复杂流动机理的重要研究手段.Adam[9]首次采用直接数值模拟方法研究了压缩拐角激波与湍流边界层干扰问题.结果表明，压缩性对干扰区下游湍流结构的影响较大，激波运动频率与上游湍流边界层中的猝发频率较为接近.Wu和Martin[11]对 M∞=2.9,Reθ=2300的24°压缩拐角激波与湍流边界层的相互作
用进行了直接数值模拟，研究成果进一步证实了上游湍流边界层中超级结构的存在.随后，Wu和Martin[12]基于DNS数据库重点研究了激波的非定常运动现象，发现激波运动在流向上以低频大尺度振荡运动为主，而在展向上则以高频小尺度的褶皱为主.其相关性分析结果还表明，运动激波的低频振荡与下游分离泡膨胀和收缩运动密切相关，展向小尺度的褶皱主要是由来游湍流边界层的展向非均匀性而引起.Priebe等[13]着重探讨了激波运动的低频振荡现象.低通滤波后的DNS瞬时流场结果表明，激波的低频运动来源于下游分离泡内不稳定机制，低通滤波后分离泡的舒张和收缩运动导致了上游分离激波的低频振荡.最近，Helm等[14]在此基础上细致探讨了干扰区分离泡剪切层内涡结构的时空尺度.与此同时，国内部分学者也逐渐开展了激波湍流边界层干扰的直接数值模拟工作，例如中国科学院力学研究所的李新亮等[15]采用高精度的差分格式研究了压缩拐角内激波的低频振荡运动以及干扰区内的湍动能输运机制.研究发现，激波的低频振荡与上游的拟序结构无关，同时拐角内湍动能的生成主要集中在分离泡上方的剪切层，湍流的耗散则以近壁为主.北京航空航天大学的方剑等[16]也在激波湍流边界层干扰的雷诺数效应方面开展了相关DNS研究.
总体来看，以往的直接数值模拟研究主要是在超声速来流情况下开展的，而针对高超声速情况下激波与湍流边界层干扰的直接数值模拟工作相对较少.高马赫数下激波与湍流的干扰将产生很强的内在压缩性效应 (intrinsic compressible effects),又称为声效应,指与湍流脉动有关的压缩性效应，这对湍流场的不同尺度物理量都具有显著影响.深入开展高马赫数激波与边界层干扰问题的流动机理研究将有助于进一步提升对该问题的认识和理解.
本文采用直接数值模拟方法对马赫数6下的34°压缩拐角问题进行直接数值模
高超声速激波湍流边界层干扰直接数值模拟研究
