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Hypersonic Shock Wave Impingement on Turbulent Boundary Layers: Computational Analysis and Uncertainty

机译：高超声速冲击波在湍流边界层上的冲击：计算分析和不确定性

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摘要

Current status of computational uncertainty for impinging hypersonic shock wave turbulent boundary-layer interactions (SWTBLIs) is evaluated by comparison of computational results with vetted experiments. Employed is one of NASA's production real gas Reynolds-averaged Navier-Stokes finite volume codes, DPLR, along with several commonly used turbulence models. Uncertainty and residual errors, inherent to the analysis and turbulence model implementation, are numerically evaluated for physics quantities of interest. These uncertainty results should prove of value to computational practitioners and developers and to designers making use of modern computational methods to innovate and develop hypersonic hardware such as prototype scramjet engines. Reported are statistical means, variances, and confidence limits of uncertainty measures for the physics quantities of interest to reveal the certitude with which computations of impinging hypersonic SWTBLIs can be relied. A hybrid computational fluid dynamics correlation approach yields improved peak heating estimates in the vicinity of SWTBLIs.
机译：通过将计算结果与经过审查的实验进行比较，评估了影响高超声速冲击波湍流边界层相互作用（SWTBLI）的计算不确定性的现状。使用的是美国宇航局生产的雷诺平均实际气体Navier-Stokes有限体积代码DPLR以及几种常用的湍流模型之一。分析和湍流模型实现所固有的不确定性和残留误差将通过数值方式评估感兴趣的物理量。这些不确定性结果应证明对计算从业人员和开发人员以及使用现代计算方法来创新和开发超音速硬件（例如原型超燃冲压发动机）的设计师具有价值。报告的是所关注物理量的不确定性量度的统计平均值，方差和置信度，以揭示可信赖的撞击超音速SWTBLIs计算的可靠性。混合计算流体动力学相关方法在SWTBLI附近产生了改进的峰值加热估计。

著录项

  • 来源
    《Journal of Spacecraft and Rockets》 |2013年第1期|96-123|共28页
  • 作者

    James L. Brown;

  • 作者单位

    NASA Ames Research Center, Moffett Field, California 94035;

  • 收录信息 美国《科学引文索引》(SCI);美国《工程索引》(EI);
  • 原文格式 PDF
  • 正文语种 eng
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