技术特征：
技术总结
本发明公开了一种用于高马赫数强激波流场气动热预测的湍流模型及其建立方法，属于高超声速飞行器热防护系统设计领域。本发明首先采用无量纲压强计算网格节点(I,J,K)的光滑因子；并计算该网格节点的衰减函数值，确定流场中强间断的区域；衰减函数耦合k‑ωSST湍流模型，建立了一种用于高马赫数强激波流场气动热预测的湍流模型。与现有的激波间断检测方法和湍流模型相比，本发明所提出的基于光滑因子概念的强激波间断检测方法对于复杂外形钝头体飞行器仍能够实现自动检测；所提出的衰减函数结合k‑ωSST湍流模型实现高精度气动热预测模拟，计算精度显著提高，误差能够降低至10％以内；所提出的模型和方法实用性强；易于融入现代并行化CFD计算程序。
技术研发人员：高振勋;张智超;蒋崇文;李椿萱
受保护的技术使用者：北京航空航天大学
技术研发日：2017.06.01
技术公布日：2017.10.20