修正S-A湍流模型在Rotor37计算中的评估

为评估PMB3D软件中的湍流模型对航空发动机叶轮机的模拟能力,采用二阶Roe格式、LU-SGS时间积分方法和原始一方程S-A湍流模型对NASARotor37压气机进行了计算,基于Van Driest近壁公式对S-A湍流模型进行了修正,并分析了修正对流场的影响。计算结果表明:经过修正的S-A模型计算得到的失速点推迟,对特性线、出口展向平均总压、静压、总温和绝热效率精度低于原始S-A模型,但对切向速度和绝对气流角的计算结果和试验数据吻合更好。该研究工作表明,总体上PMB3D软件中的数值模拟方法对单转子压气机的模拟精度较好,S-A模型的修正方法还需要进一步发展。

应用S-A模型的自由射流和冲击射流数值模拟

为探索轴对称射流准确的数值模拟方法 ,根据可压缩的轴对称N S方程 ,利用二阶精度的有限体积法对轴对称的自由射流和垂直冲击射流进行数值模拟。结果表明采用Spalart Allmaras湍流模型 ,可很好描述射流流动。收缩喷嘴射流计算应从出口上游的内流开始 ,而不能在出口截面上给定声速条件。计算结果与实验吻合较好 ,所获得的喷嘴内外部流场的流动状况以及冲击射流参数分布 ,可用于优化喷嘴内部结构设计。

压气机三维流场数值仿真及湍流模型研究

本文利用商用CFD软件对压气机转子通流部分建立了一个三维的数值模拟计算平台。对NASARotor37跨音速压气机转子全工况特性进行了计算,与NASARotor37的实验结果对比表明,本文的网格生成技术和数值模拟方法都是比较成功的,满足一定的数值求解精度,具有工程技术应用价值。在湍流模型方面引入Baldwin-Lonax(B-L)湍流模型和Spalart-All-maras(S-A)湍流模型,并对模拟结果进行了分析对比研究。对跨音速压气机转子内流场的数值模拟结果表明:S-A湍流模型对跨音速压气机转子的模拟能力优于B-L湍流模型。

风力机翼型失速流动数据同化

为验证数据同化优化湍流模型参数方法在不同厚度翼型上的效果以及同一优化参数在不同翼型上的适用性,对应用在风力机上的3种不同厚度的翼型(NACA63415、S809、DU97W300)进行失速流动下的数据同化研究。基于现有的风洞试验数据,使用集合卡尔曼滤波方法优化S-A(Spalart-Allramas)湍流模型的参数,确定各模型参数对数值模拟的影响程度,并对比同一翼型优化前后以及在不同翼型上计算的表面压力分布结果。结果表明,模型参数优化后,计算误差减小,模拟的气流分离点和压力分布曲线都更加贴近实验值。此外,翼型S809的优化参数同样可以减小另两个翼型的计算误差,能够适应其他翼型的气动性能计算,但是误差略大于其自身优化计算结果。同化后,3种翼型的模型参数中变化较大的是C_(b1)、C_(υ1)和σ,其中C_(b1)变化幅度最大,且在各翼型上的变化趋势都表现为减小。因此可以推测Cb1对于模型参数的适用性至关重要,至少对于本文研究的3种翼型而言是如此。

γ-Re_(θt)-SA转捩模型在翼型绕流问题中的应用研究

详细介绍了γ-Reθt转捩模型与S-A一方程湍流模型相结合组成的γ-Reθt-SA转捩模型及该模型中参数修正过程,并将Spalart为控制自由来流湍流度衰减而提出的环境源项法引入到该模型中。利用已有的RANS求解器平台实现了该转捩模型,对Aerospatiale-A翼型、S809翼型和30P30N三段翼的绕流问题进行了模拟,将计算结果与实验结果进行了对比分析,计算结果表面该模型可以较为准确地预测不同计算条件下的翼型流场中分离诱导转捩和自然转捩的位置以及再层流化等流动现象,其计算效率及精度能够满足工程应用要求。同时,该模型的研究与开发对于后续发展具有转捩预测能力的RANS-LES方法奠定了基础。

超声速空腔流动数值模拟研究

采用Roe格式、S-A一方程湍流模型和LU-SGS隐式算法对三个不同类型的空腔进行了模拟,并把数值计算结果和试验结果进行了比较,二者一致。通过对流过不同L/D空腔的可压缩流动进行模拟,得到了不同L/D空腔的底部压力分布、空腔内流线、等压线和等马赫数云图,分析了空腔流动类型随L/D增大转变的机理。

应用多块对接结构网格方法的直升机涵道尾桨气动特性分析

基于湍流Navier-Stokes方程,建立了一套直升机涵道尾桨流场及气动特性的CFD分析方法。在该方法中,针对直升机涵道尾桨流场的特点以及动量源方法对网格系统的要求,提出了一种多块对接网格生成方法,分块贴体网格采用求解Poisson方程的方法生成。通过结合涵道尾桨的运动方式、几何特征及气动特征,建立一个包含动量源项的N-S方程的涵道尾桨流场计算方法和迭代流程;为较好地捕捉涵道壁附近存在的旋涡及分离现象,采用了一方程S-A湍流模型。通过对ONERA M6机翼的绕流特性的计算分析,以及对涵道尾桨在悬停状态下的拉力、诱导速度、载荷分布等的计算分析,验证了该CFD方法的有效性。在此基础上,采用该方法进行直升机悬停、侧飞和前飞状态下涵道尾桨流场与气动特性的数值分析,得到了关于涵道尾桨流场和气动特性的一些有意义的结论。

旋翼跨音速非定常黏性绕流的高效CFD模拟方法

为提高旋翼跨音速黏性绕流CFD模拟的效率,建立了一套基于隐式LU-SGS算法和OpenMP并行策略的旋翼非定常流场高效数值求解方法。首先,基于二维剖面翼型的Poisson方程求解和网格插值、翻折方法生成绕桨叶的O-C-O型贴体正交网格,并采用高效的"扰动衍射"(Disturbance diffraction method,DDM)挖洞方法、并行化″Inverse map″(IM)的贡献单元搜索方法,构建了旋翼运动嵌套网格系统。在此基础上,以耦合S-A湍流模型的非定常RANS方程为主控方程,对流通量采用高精度的Roe-MUSCL格式进行离散,时间推进采用隐式LU-SGS双时间方法,同时采用OpenMP并行策略加速旋翼流场求解。最后,运用所建立的方法分别对悬停ONERA 7A旋翼、前飞Caradonna-Tung(C-T)旋翼无升力状态及SA349/2旋翼有升力状态的气动特性及涡尾迹特征进行了模拟,通过与试验值对比验证了文中方法在旋翼非定常流场CFD模拟中的有效性和高效性。

多段翼型绕流数值对比分析及结冰影响研究

飞机结冰是影响飞机飞行安全的重要因素之一,研究结冰对多段翼型的气动特性影响具有重要意义。应用多块结构化网格生成方法,采用两种不同的方法求解雷诺平均N-S方程分别对多段翼型绕流流场进行数值对比分析,然后选用一种较合适的方法进一步针对三种不同的冰型:钝头体、双角体和尖头体冰型,分析不同形状的冰型对多段翼型绕流流场及气动特性的影响。

基于Van Leer+AUSM混合格式求解三维N-S方程

基于多块粘性结构网格,开展了三维N-S方程数值算法的研究。控制方程的空间离散采用有限体积法,在前人工作的基础上,发展了Van Leer+AUSM混合格式并应用到对流通量的离散中,粘性项采用中心格式离散并利用格林定理计算粘性通量中的导数项,时间推进采用五步R-K法,湍流模型为S-A一方程模型。最后,以M6机翼和某超声速弹丸的粘性流场作为数值算例,计算表明:发展的数值算法对跨声速、超声速流场均具有较高的分辨率,适用于跨、超声速流场的数值模拟。

收缩喷嘴内部流道型线对射流流场的影响

为研究收缩喷嘴内部流道形成对射流流场的气体动特性参数的影响 ,根据可压缩流体轴对称N—S方程 ,采用非结构网格和二阶精度的有限体积法 ,对不同内部流道形线的喷嘴自由射流进行数值模拟。亚声速射流采用RNGk_ε湍流模型 ,超声速射流采用S—A湍流模型 ,计算结果与实验较吻合。在亚声速流动中 ,收缩喷嘴的收缩角大小会影响其对射流的阻滞效果 ,内部流道形线设计为维多辛斯基曲线可以获得更好的流场动特性参数 ,有利于提高喷嘴的工作效率。在超声速流动中 ,喷嘴流道型线对出口膨胀波的角度与强弱影响较大 ,要根据射流的有效作用区域选择合适的喷嘴 ,才能使能量的损失最小。若要获得较佳的外部流场参数 。

2MW风力发电机组机舱外流场分析

文章就公司2MW风力机机舱罩上的空气进、出口位置是否会影响风速测量仪、温度传感器的正常工作进行分析研究。为了回答这些问题,借助商用NUMECA软件,采用Spalart-Allmaras湍流模型对简化机舱外空气流动进行数值模拟,通过压力、温度、流速的分布初步验证了空气进出口位置不会影响测量设备的正常工作。

结冰对翼型及翼身组合体气动特性影响研究

飞机结冰是影响飞机飞行安全的重要因素之一,研究结冰对飞机气动性能的影响具有重要意义。应用多块结构化网格生成方法,通过求解雷诺平均N-S方程分别对翼型及DLR-F4翼身组合体干净外形和三种不同带冰外形的流场进行计算,分析不同冰型对翼型及翼身组合体绕流流场及气动特性的影响。

基于DANS方程的粗糙床面明渠水力特性研究

基于双向平均NS方程(DANS方程)建立粗糙床面明渠水流数学模型,应用修正的S-A湍流模型对其紊流过程进行模拟,采用涡黏系数法计算明渠湍流在粗糙床面上存在障碍物时的形状应力,结果表明:形状应力在障碍物层以内不可忽略,而在障碍物上部,会迅速减小直至可忽略不计;速度值会随形状应力的增大而减小;障碍物顶部附近的雷诺应力也会因为形状应力的存在而有明显的减小。此外,针对障碍物孔隙率的研究表明:障碍物孔隙率的分布对速度、雷诺应力及形状应力等存在一定的影响,并且当孔隙率的分布越光滑时,其影响越小。

基于Hartmann谐振腔的雾化喷嘴声场流场特性

采用试验与数值模拟相结合的方法研究了谐振腔孔径、谐振腔深度、谐振腔与射流喷孔距离以及喷嘴压比(NPR)对基于Hartmann谐振腔(HRT)的气动式超声波雾化喷嘴外部流场及声场的影响.结果表明:当喷嘴压比大于2时,喷嘴压比增大对声场频率影响较小;当喷嘴压比小于2时,谐振腔依然能够产生高频声场,但其频率较高喷嘴压比时产生的小.当谐振腔深度小于1倍射流喷孔孔径时,此时高频声场主要由射流的不稳定性引发,声场频率与谐振腔深度经验关系式此时并不适用;当谐振腔孔径大于1.75倍射流喷孔孔径时,声场频率大小有降低趋势.谐振腔与射流喷孔距离与声场频率关系紧密,当谐振腔放置在自由射流压力增大区域时,才可获得理想高频声场.