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韩国科学技术院（KAIST）航空航天工程系的Ho Jun Kim和Oh Joon Kwon在《Computers and Fluids》期刊2021年第222卷（104916页）发表了一项关于混合IDDES（改进延迟分离涡模拟）与基于相关性的转捩模型的研究。该研究旨在开发一种能够同时模拟大规模流动分离和层流-湍流转捩（包括横向流动转捩）的耦合模型，以提升复杂流动场景的预测精度。
学术背景
研究领域为计算流体力学（CFD），核心挑战在于传统RANS（雷诺平均Navier-Stokes）方法无法准确预测分离流动，而DNS（直接数值模拟）和LES（大涡模拟）计算成本过高。此外，现有转捩模型（如γ-Reθt模型）在三维流动中难以捕捉横向流动（crossflow）诱导的转捩现象。为此，作者提出将IDDES（结合RANS与LES优势的混合方法）与改进的γ-Reθt-Cf+转捩模型（通过修正转捩起始函数以考虑横向流动不稳定性）紧密耦合，形成一种兼顾计算效率与精度的新方法。
研究流程与方法
研究分为以下关键步骤：
模型开发与耦合
- IDDES模型：基于k-ω SST湍流模型，通过调整长度尺度（如式6中的混合函数˜f_d）在近壁区保留RANS，在分离区启用LES。
- γ-Reθt-Cf+转捩模型：通过引入局部扫掠角（φ）和横向流动雷诺数（Re_v,cross）修正转捩起始函数（式16-22），增强对三维流动的适应性。
- 耦合策略：通过混合函数（式29）动态切换模型——在附着流动区使用转捩模型，在分离区激活IDDES，避免边界层内LES的误触发。
验证案例设计
- 圆柱绕流（Re=140,000）：验证层流分离无再附着的场景。计算域跨度3.14D（D为直径），网格包含1300万单元，时间步长Δt=0.02（CFL）。
- Aerospatiale A翼型（Re=2.1×10^6）：测试湍流再附着能力。网格约860万单元，重点关注前缘转捩（x/c≈0.12）和尾缘分离。
- 6:1椭球体（Re=6.54×10^6）：评估横向流动转捩预测。网格800万单元，表面网格分辨率达0.003a（a为长轴）。
- ONERA M6机翼（Re=3.5×10^6）：验证三维分离与转捩的耦合效应。
数值方法
- 采用顶点中心有限体积法，对流项使用Roe格式，粘性项为中心差分。并行计算基于METIS和MPI库，时间推进采用双时间步法。
主要结果
圆柱绕流
- 混合模型预测的表面压力系数（Cp）与实验误差最小（较γ-Reθt-Cf+模型误差降低26.9%）。分离角为76.9°，与实验（77°）高度吻合（表1）。IDDES因全湍流假设导致分离延迟（88.5°），而混合模型通过转捩修正解决了这一问题。
- 尾迹区速度分布显示，混合模型与IDDES均能捕捉涡街结构（图8），但仅混合模型正确预测了分离起始位置。
A翼型
- 混合模型准确再现前缘吸力峰值（误差%），而IDDES因湍流边界层发展过早低估峰值12.3%（图10）。
- 尾缘分离区，混合模型的摩擦系数（Cf）分布与实验一致，且速度剖面更接近实测数据（图12）。
椭球体与机翼
- 在椭球体后部（x/a≥0.8），混合模型比γ-Reθt-Cf+更准确预测转捩位置（图14），因IDDES改善了分离区模拟。
- ONERA M6机翼的转捩预测中，混合模型略高估转捩速率（图17），但显著优于未考虑横向流动的原始模型。
结论与价值
科学价值：
- 首次实现了IDDES与横向流动转捩模型的紧密耦合，解决了传统方法在分离流动与转捩共存场景的局限性。
- 通过混合函数˜f_d保留了IDDES的WM-LES（壁模型大涡模拟）区域，避免边界层内LES的误激活。
应用价值：
- 为航空器高攻角流动、螺旋桨叶片等涉及复杂转捩与分离的工程问题提供了高效仿真工具。
- 模型在OpenFOAM等开源平台中的可移植性（未明确提及但隐含于方法中）支持工业界应用。
研究亮点
- 创新性耦合：通过γ替换γ_eff（式28）解决了转捩模型在混合模拟中过度预测分离诱导转捩的问题。
- 多尺度验证：从二维圆柱到三维机翼，系统验证了模型在层流分离、湍流再附着及横向流动转捩中的普适性。
- 计算优化：网格与时间步设计（如y+）平衡了精度与成本，使模型适用于工程尺度问题。
该研究为复杂流动的高精度模拟提供了方法论突破，其耦合策略与验证案例对后续混合模型开发具有重要参考意义。