Reynolds stress model for hypersonic flows

Bosco, Arianna; Behr, Marek

doi:3728

Reynolds stress model for hypersonic flows = Reynoldsspannungsmodell für Hyperschallströmungen

Bosco, Arianna (Author)

2011

Verantwortlichkeitsangabevorgelegt von Arianna Bosco

ImpressumAachen : Publikationsserver der RWTH Aachen University 2011

UmfangX, 157 : Ill., graph. Darst.

Aachen, Techn. Hochsch., Diss., 2011

Genehmigende Fakultät
Fak04

Hauptberichter/Gutachter
Behr, Marek (Thesis advisor)

Tag der mündlichen Prüfung/Habilitation
2011-05-27

Online
URN: urn:nbn:de:hbz:82-opus-37284
URL: https://publications.rwth-aachen.de/record/62710/files/3728.pdf

Einrichtungen

Inhaltliche Beschreibung (Schlagwörter)
Hyperschall (Genormte SW) ; Turbulenz (Genormte SW) ; Reynoldssche Gleichung (Genormte SW) ; Reynoldssche Spannung (Genormte SW) ; Ingenieurwissenschaften (frei) ; Reynoldsspannungsmodell (frei) ; Reynolds-Spannungsmodell (frei) ; hypersonic flow (frei) ; turbulent flow (frei) ; Reynolds stress model (frei) ; RANS (frei)

Thematische Einordnung (Klassifikation)
DDC: 620

Kurzfassung
Die Leistungsfähigkeit von Grossrechnern hat einen enormen Zuwachs erfahren und Strömungssimulationen (CFD) werden mittlerweile in der Luftfahrtindustrie verbreitet als Design-Werkzeug eingesetzt. Trotzdem stellt die korrekte Vorhersage komplexer, turbulenter Strömungen im Hyperschall unter Berücksichtigung der Stoss-Grenzschicht-Wechselwirkung immer noch eine Herausforderung dar. Die numerische Untersuchung dieser Strömungen bei realistischen Reynoldszahlen ist zur Zeit nur mit Hilfe der Reynolds-gemittelten Navier-Stokes Gleichungen (RANS) möglich. Häufig verwendete Turbulenzmodelle, welche bei niedrigen Machzahlen gute Ergebnisse liefern, können nicht ohne vorherige Validierung für hypersonische Strömungen eingesetzt werden. Hinzu kommt, dass im Flug die wandgebundenen Strömungen durch dicke Grenzschichten, starke Stoss-Grenzschicht-Wechselwirkungen sowie Ablösungen charakterisiert werden. Die Boussinesq-Hypothese, auf welcher die häufig verwendeten Wirbelviskositätsmodelle beruhen, ist in solchen Fällen nicht gültig. Aus diesem Grund ist ein Reynolds-Spannungsmodell implementiert worden. Im Allgemeinen ist der Einsatz von Schließungsansätzen zweiter Ordnung zur Untersuchung komplexer Strömungen nicht weit verbreitet, bedingt durch die numerische Steifigkeit und die geringere numerische Robustheit. In dieser Arbeit, wird das implementierte Modell zuerst gegen Testfälle aus dem sub-, supersonischen und hypersonischen Bereich validiert. Die Ergebnisse werden mit Daten aus der Literatur verglichen. In einem zweiten Schritt wird der Einlauf eines Scramjets mit Hilfe des Modells untersucht. In dem letzten Teil der Arbeit werden die Ergebnisse einer experimentellen Untersuchung beschrieben und mit numerischen Ergbenissen verglichen, die mit dem Einsatz verschiedener Turbulenzmodelle erzielt wurden. Der Vergleich zeigt, dass bei turbulenten, hypersonischen Strömungen im Falle einer Strömungsablösung die Verwendung eines Schließungsansatzes zweiter Ordnung die Übereinstimmung mit den Windkanalergebnissen deutlich verbessert.

Despite the enormous increase in computational capabilities and the use of computational fluid dynamics as a design tool in the aircraft industry, the correct prediction of complex hypersonic turbulent flows involving shock wave boundary layer interaction (SWBLI) is still a challenge. For the investigation of these flows at real flight Reynolds number, the Reynolds Averaged Navier-Stokes equation (RANS) approach to turbulence is the only affordable tool at the moment. However, well-assessed turbulence models that are known to perform properly at lower speed, cannot be used in hypervelocity flows without a proper validation. In addition, for wall dominated flows with thick boundary-layers, strong shock/ boundary-layer interaction and with separation, as of interest for flight applications, the Boussinesq hypothesis, on which the widely used class of eddy-viscosity model is based, is not valid. Therefore a Reynolds stress model has been implemented. Generally, the use of second order closure models for the study of complex flows, has not been widely investigated both because of the numerical stiffness and the decreased numerical robustness. In this thesis the implemented model is firstly validated in the hypersonic, supersonic and subsonic regimes, comparing the results with data from the literature. Secondly the model is used to study a Scramjet intake. In the last part of the thesis the results of the experimental campaign are illustrated and compared with numerical findings using different turbulence models. The comparison shows that for turbulent hypersonic flows the use of a second order closure model can considerably improve the agreement with wind tunnel results in case of boundary layer separation.

Volltext:
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