k-ωSST湍流模式三维激波分离流动修正

“激波−边界层分离”是航空气动领域的典型湍流非平衡流动问题,准确模拟激波分离对于跨声速飞行器气动性能评估和优化设计具有重要意义.然而传统涡黏性湍流模式中涡黏性系数的定义方式并不适用于非平衡流动,k-ωSST湍流模式为此引入的Bradshaw假设在应用于三维强逆压梯度和较大分离流动时反而限制了雷诺应力的生成,导致包括k-ωSST在内的常用涡黏性湍流模式均无法对此类流动进行准确模拟.同时,现有的非线性雷诺应力本构关系也并不能有效提高模拟精度.为此,针对k-ωSST模式分别提出了基于Bradshaw假设和基于长度尺度的两种激波分离流动修正方法.前者通过提高Bradshaw常数的方式放宽了对雷诺应力生成的限制,后者则从湍流长度尺度概念出发,利用混合长度理论、湍动能生成/耗散之比和一种新定义的长度尺度之比构造了ω方程耗散项修正函数,提高了模式在三维激波分离流动中的建模长度尺度.两种方法对ONERA M6机翼跨声速大攻角流动均能得到较雷诺应力模式更好的模拟结果.进一步的雷诺应力分析表明,三维激波分离流动中“主雷诺应力分量”的概念不再成立,各雷诺应力分量大小接近.网格收敛性分析、对其他攻角状态的验证以及湍流平板边界层壁面律验证进一步确认了所提出的两种修正方法的合理性、有效性和通用性.

提高k-ω SST模型对翼型失速特性的模拟能力

采用CFD软件fluent,k-ωSST模型对S825翼型进行了二维数值模拟.针对k-ωSST模型对翼型分离失速特性模拟不准的情况,对分离区域内湍流的强非平衡输运特性进行了分析.研究表明:原始模型由于不能准确模拟分离区内湍流的强非平衡输运特性,导致其对翼型失速特性模拟失效;提出了通过修正模型系数a1及β*∞,提高k-ωSST模型预测非平衡湍流输运特性的方法,从而提高对翼型失速特性的模拟精度.

翼型动态失速的数值研究

用不可压缩流动的求解算法 ,结合WilcoxDC提出的k ω模式和k ωSST湍流模式 ,对翼型的动态失速进行了数值模拟。通过对典型的振荡翼型轻失速和深失速算例的计算结果分析可以看出 :(1)绕动态失速翼型的流场结构十分复杂 ,轻失速和深失速在流动特性上有很大区别。计算结果显示 :轻失速主要是由于后缘分离引起 ,分离涡的影响范围主要是在后缘附近。而深失速则首先形成很大的前缘分离涡 ,该分离涡在翼型表面上运动 ,并诱发出二次分离涡 ,引起翼型升、阻力系数的显著变化。 (2 )对于动态失速的翼型绕流 ,k ωSST湍流模式是较为有效的 。

二维激波/湍流边界层干扰的混合LES/RANS模拟

为了降低高雷诺数条件下大涡模拟方法的计算量,将两方程k-ωSST湍流模型与Yoshizawa一方程亚格子模型通过一个衔接函数相结合,构造一种混合大涡/雷诺平均NS方程模拟方法(混合LES/RANS)。使用这种方法及AUSM+-up格式对20°压缩斜坡的马赫2.85流动进行模拟,并考察了固定入口和在入口添加白噪声两种湍流入口边界条件对于结果的影响。模拟结果再现了边界层的分离、再附以及分离激波等现象,计算得到的分离区要显著大于试验结果,对于这种混合模拟方法的缺点进行了分析,并提出了可能的改进方法。

厚覆冰导线升力突变机理及数值模拟研究

针对新月形厚覆冰导线的升力系数在风攻角15°附近存在突变的问题,分别采用基于k-ωSST湍流模型的雷诺时均法和大涡模拟(LES)的数值方法对新月形厚覆冰导线在风攻角10°~20°范围进行了模拟。通过对比两种数值方法计算得到的覆冰导线气动力系数、流场结构和表面风压,发现LES方法能够更好地捕捉新月形覆冰导线表面的小尺度涡结构,得到的覆冰导线气动力参数计算结果与风洞试验数据高度吻合;而k-ωSST湍流模型难以模拟壁面上小尺度涡,捕捉不到升力系数的突变。根据覆冰导线不同壁面区域的压力分布,发现上侧壁面处的涡结构影响整体流场,并在下侧壁面曲率、来流夹角和壁面切线方向共同作用下导致升力系数突变。LES的气动力参数模拟结果可为覆冰导线防舞提供参考。

液体温度对空气-水气力提升系统性能影响数值模拟研究

为探究液体温度对气力提升系统提升性能的影响,基于Eulerian多相流模型和k-ω SST湍流模型,数值模拟研究了液体温度分别为20℃、60℃、90℃时空气-水气力提升系统的提升性能变化,并将数值模拟结果与实验数据对比,两者吻合较好。结果表明:同一充气量下液体提升流量随温度的升高而增大,提升流量随时间变化最终趋于周期性波动;在低充气量下温度对空泡份额影响较小,随着充气量的增大,温度越高,空泡份额越大;当充气量在2.5m^3/h附近时,气力提升系统的提升效率到达峰值,且温度越高,峰值越大。

基于k-ω SST模型的同心筒发射装置流场数值模拟

围绕同心筒发射装置流场数值模拟及结构优化展开研究,流场数值模拟基于轴对称Navier-Stokes(N-S)方程、k-ω shear stress transfer(SST)湍流模型,并运用域动分层动网格方法,以同心筒初始方案为参照,研究了同心筒发射过程的动态流场,在此基础上,分别对内筒收敛段的收敛角度以及筒口扩张段的扩张角度进行了优化研究,研究结果表明:内筒收敛段使得燃气排导更为通畅,筒内的热环境有所改善,并且内筒收敛段起到了一定的防喷作用,收敛角越大,筒底热环境越好;筒口扩张段对发射过程动态流场也有明显影响,收敛角为15°,扩张角为20°时,导弹从开始发射到完全出筒过程中热环境最为良好。

基于雷诺时均模型的高温空气流动传热数值研究

核涡轮发动机反应堆其堆芯通常采用高温空气作为冷却剂,高温空气的流动传热特性直接关系到涡轮发动机的运行性能。本文基于开源CFD软件OpenFOAM,对直径为4.24 mm、长度为760mm的圆形通道内均匀加热和非均匀加热情况下高温空气的流动传热进行了研究。首先评估了均匀加热情况下k-ωSST湍流模型的适用性;之后分析了均匀加热情况下进口雷诺数等对其流动传热的影响。最后将非均匀加热情况下模拟结果与经验关系式进行对比。结果表明,k-ωSST湍流模型适用于均匀加热下高温空气流动传热模拟;均匀加热情况下,进口雷诺数对努塞尔数影响比较大;非均匀加热情况下,k-ωSST湍流模型模拟结果与Taylor关系式计算结果偏差较大,需要进一步研究和完善。

鲤鱼尾鳍对鱼体阻力特性影响的数值模拟

采用逆向工程方法获取了鲤鱼外形的三维点云数据,构建了鲤鱼三维模型,应用k-ωSST湍流模型对比模拟研究鲤鱼尾鳍对鱼体阻力特性的影响。结果表明:在未考虑鲤鱼表面黏性的条件下,鲤鱼摩擦阻力占总阻力的比例略大;鲤鱼尾鳍可显著减小鱼体压差阻力,来流速度为10m/s时,有尾鳍的鱼体模型压差阻力较无尾鳍的鱼体模型降低了4.95%;尾鳍在不同来流速度下均可显著减小鱼体模型压差阻力占总阻力的比例,最大减小了4%。

涡流发生器弦向位置对翼型动态失速的影响机理

采用k-ωSST湍流模型,研究加三角翼涡流发生器(VGs)的DU91-W2-250翼段的动态失速过程,从升阻力系数、表面压力系数、流场、VGs脱落涡发展过程等方面,分析VGs弦向位置(x/c)对动态失速抑制作用的影响规律。结果表明x/c对翼型动态失速过程中的增升效果影响较大,VGs增大了翼型的失速攻角。升阻力及压力结果显示,x/c=0.25时增升效果最佳,翼段上表面压力系数Cp较大;x/c=0.20~0.25时尾缘附着流动较好;从涡量峰值变化看,x/c过大、过小时对分离涡的抑制作用有所减弱;从VGs脱落涡的变化看,x/c=0.20~0.25时VGs下游脱落涡强相对较大,旋涡耗散速度较慢。总而言之,VGs在x/c=0.20~0.25时对翼段气动性能提升效果最佳。

基于湍流模型的转捩预测方法研究

阻力的精确计算,一直是低雷诺数飞行器设计的关键。而与附面层分离和转捩相关的摩擦阻力的精确计算则是此类飞行器阻力精确计算的关键。因此,开展了基于湍流模型的转捩预测方法的研究,应用几种湍流模型对平板边界层进行计算分析,研究各湍流模型预测流动转捩的能力。由于各模型对扰动的过于敏感,引起转捩提前发生,使预测与实验差距较大,由于k-ωSST两方程湍流模型预测能力优于其它模型,在此模型基础上引入了间隙函数进行粘性系数修正,对平板和NACA 0012翼型的转捩重新进行了预测,计算结果表明改进后的模型对转捩位置具有较好预测能力。

不同浸没深度的方形结构物流固耦合作用数值研究

本文通过求解URANS方程和SST湍流模型来研究不同浸没深度的方形结构物流固耦合作用。首先通过开展一系列关于部分浸没的圆形结构物的数值算例来验证当前数值模型的正确性。通过对比当前数值结果与已发表的试验数据,证明当前数值模型能够准确地模拟结构物在波浪中的水动力性能。共研究5个模拟算例,其中的方形结构物浸没深度从-1D到0.9D,关注对象为作用在方形结构物上的垂直波浪力和结构物周边的自由液面升高以及漩涡。结果表明:结构物的浸没深度对其水动力性能有着重要的影响;当结构物位于静水面以上时,在很短时间内会发生较大的波浪抨击力。

中高速条件下不同翼尖小翼的数值模拟分析

为研究不同翼尖小翼的减阻特性,选取4种翼尖小翼和翼尖延伸作为研究对象,在相同展长翼尖与中高速飞行条件下(Ma=0.6),利用k-ω剪切应力运输(SST,shear stress transfer)两方程模型对5种不同翼尖装置进行数值模拟。研究5种翼尖装置情况下机翼表面的压力特征和翼尖流场,对比分析了不同翼尖的减阻特性,并对诱导阻力变化原理进行了分析。研究结果表明:不同翼尖小翼气流引导方向不同,改变了机翼表面流场,影响了翼尖压力分布;在中高速条件下,相同展长的融合式和斜削式翼尖小翼相比翼尖延伸减阻效果明显,双羽式翼尖小翼能有效分散翼尖涡。

基于V形沟槽的机翼蒙皮减阻特性仿真分析

为减少飞机飞行阻力、提高气动效率,基于微沟槽减阻理论,对机翼蒙皮进行微沟槽设计和减阻特性分析。应用计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)方法,对不可压缩流下的纵、横向微沟槽进行模拟。选取k-ωSST湍流模型,通过分析V形沟槽边界层区域的流动特征,探究不同尺寸V形沟槽的减阻特性与减阻机理,对横向V形沟槽的数量与位置进行优化设计。仿真结果表明,随着沟槽尺寸和迎角减小,减阻率增大,纵向沟槽最大减阻率可达9.31%,横向沟槽减阻率最大可达7.35%,优化后的沟槽减阻率提高了1.39%。

无限展长后掠翼边界层定常横流不稳定转捩分析

采用γ-Re_(θt)横流转捩拓展模型对NLF(2)-0415无限展长后掠机翼进行数值模拟,重点分析来流雷诺数、机翼表面粗糙度及后掠角对边界层横流不稳定性的影响.研究发现γ-Re_(θt)横流转捩拓展模型能够准确预测边界层定常横流不稳定转捩,计算结果与试验数据吻合较好.结果表明来流雷诺数越大、机翼表面越粗糙,横流转捩位置越靠前;随着机翼后掠角的增加,转捩位置先前移随后逐渐靠后.