适用于高超声速边界层的转捩准则预测方法  

Transition Criterion Prediction Method for Hypersonic Boundary Layer

作　　者：孔维萱[1] 张辉[2] 阎超[1] 

机构地区：[1]北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京100191 [2]中国运载火箭技术研究院,北京100076

出　　处：《导弹与航天运载技术》2013年第5期54-58,共5页Missiles and Space Vehicles

摘　　要：采用层流+转捩准则+湍流模式方法对高超声速边界层转捩进行预测。采用f(Re,Me)类转捩准则耦合SA、SST湍流模式,对超声速平板边界层、2°攻角尖锥裙流动和类X-51高超声速飞行器前体流动进行数值模拟研究。给出摩阻系数、热流系数和湍动能、涡粘性系数的计算结果。采用的层流+转捩准则+湍流模式方法能够较正确地预测高超声速边界层转捩。所采用的湍流模式本身的性能对边界层转捩的预测存在影响,主要表现在对来流扰动环境的感受性及涡粘性系数生成两方面。The hypersonic boundary layer transition was predicted by using laminar flow transition criterion and turbulence model method. The supersonic flat plate boundary layer, flared cone and hypersonic aircraft forebody flow were studied with numerical simulation. The calculation result of friction resistance coefficient, heat flow coefficient, turbulence kinetic energy and eddy viscosity coefficient were shown in the paper. The characteristics of turbulence model affect the boundary layer transition prediction.

关 键 词：边界层转捩 转捩准则 湍流模式 

分 类 号：V211.3[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]