DLR-F6复杂组合体跨声速阻力计算研究

为了考察阻力预测的准确性,评估挂架/吊舱引起的阻力增量,分析网格和转捩对阻力及阻力增量的影响,采用不同密度网格,对DLR-F6翼/身和翼/身/挂/舱组合体跨声速流场进行了全湍流和固定转捩2种方式的数值模拟.翼/身和翼/身/挂/舱组合体均得到了网格收敛性结果,机翼表面和吊舱表面压力分布与实验数据吻合良好.预测的阻力增量高出实验数据0.000 3,优于其他软件的结果.网格细分对壁面压力分布影响较小,对阻力尤其是压差阻力影响较大;相对于全湍流,转捩对阻力尤其是摩擦阻力影响较大,对挂架/吊舱引起的阻力增量几乎没有影响.     

一种EASM κ—ω两方程湍流模型的应用研究

显式代数应力(EASM)模型是一种比线性涡粘模型(LEVM)更高级的非线性构成模型。这类构成模型用平均速度梯度、平均应变率和旋转应变率张量，给出了更高级的湍流剪应力表达式。通过把EASM构成模型和κ-ω两方程模型耦合到一起，可得到一种更高级的EASMκ-ω两方程湍流模型。采用这种非线性的构成模型后，可以极大地拓展湍流模型的应用范围，提高数值计算精度。在求解湍流流场时，Navier-Stokes(N—S)方程和EASMκ-ω两方程湍流模型的控制方程采用非耦合方法求解，通过对平板、RAE2822超临界翼型、ONERA M6机翼等标准算例的计算，验证了此种湍流模型对湍流流场的预测能力，数值计算结果与理论分析或实验值吻合良好。     

平底后缘风力机翼型气动噪声计算研究

基于二维雷诺平均NS方程,采用SST k-ω湍流模型结合γ-■θt转捩判断方法,对传统尖后缘翼型及修形后的平底后缘翼型进行了粘性绕流数值计算;在此基础上结合Ffowcs Williams-Hawkings(FW-H)声学方程,采用混合方法对平底后缘翼型的气动噪声进行了计算。计算结果和实验结果吻合良好,表明文中方法在平底后缘风力机翼型气动噪声计算方面具有良好的应用前景。     

一种EASM k-ω两方程湍流模型的应用研究

显式代数应力(EASM)模型是一种比线性涡粘模型(LEVM)更高级的非线性构成模型.这类构成模型用平均速度梯度、平均应变率和旋转应变率张量,给出了更高级的湍流剪应力表达式.通过把EASM构成模型和k-ω两方程模型耦合到一起,可得到一种更高级的EASM k-ω两方程湍流模型.采用这种非线性的构成模型后,可以极大地拓展湍流模型的应用范围,提高数值计算精度.在求解湍流流场时,Navier-Stokes(N-S)方程和EASM k-ω两方程湍流模型的控制方程采用非耦合方法求解,通过对平板、RAE 2822超临界翼型、ONERA M6机翼等标准算例的计算,验证了此种湍流模型对湍流流场的预测能力,数值计算结果与理论分析或实验值吻合良好.     

基于新的描述湍流耗散方程的k-ζ两方程湍流模型的数值算法研究

对Navier-Stokes方程进行雷诺平均后出现的各关联项建模,通过新的描述湍流脉动耗散的变量构造耗散方程,建立是k-ζ两方程湍流模型,研究了k-ζ两方程湍流模型的数值求解方法.通过求解有限体积法离散的RANS流动控制方程,数值模拟了平板,翼型,机翼等不同湍流流场,并与理论解、实验值及SST k-ω模型进行比较,全面考察了k-ζ两方程湍流模型在湍流流场计算中的准确性及适用性.数值计算表明,通过建立新的耗散方程研究湍流的方法是可行的,目前的k-ζ两方程湍流模型具有良好的数值稳定性,并且计算结果要优于或者至少与传统的两方程模型精度相当.     

γ-Re_θ转捩模型在风力机翼型数值计算中的应用

很多湍流模型忽略了层流区域的存在,但实际流动在翼型某位置处开始转捩,此时模型显然偏离实质,计算结果精度较低。因此加入γ-Reθ转捩模型,将转捩动量厚度雷诺数Reθ作为经验关联函数来控制边界层内间歇因子γ的生成,再通过间歇因子来控制湍动能产生项,使湍流模型在层流区域失效。首先为了验证数值计算的准确性,采用上述方法针对风力机翼型A2121,在高雷诺数4×106下对几种典型攻角的气动性能进行计算,对比普通全湍流模型、湍流转捩模型和风洞试验的计算结果,发现湍流转捩模型结果更精确。之后在更大攻角范围-10.14°~25.09°内,采用此转捩模型数值方法进行气动仿真,发现其总体计算结果与风洞试验实验数据较吻合,验证了此数值方法的正确性和有效性。     

DLR-F4翼身组合体流场数值模拟

为了研究阻力计算精度并考察网格和湍流模型对翼身组合体构型气动特性的影响,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程耦合Spalart-Allmaras和Baldwin-Lomax湍流模型,数值模拟DLR-F4翼身组合体流场.使用"超立方体"概念构建绕DLR-F4翼身组合体的高质量多块结构拼接网格,通过网格细分来研究网格密度对计算结果的影响.结果表明:湍流模型和网格密度对升力影响较小,对阻力影响较大,网格密度对压力系数分布影响甚微;适当地缩小第一层网格到物面的距离,增加物面法向网格点数能改善阻力计算精度.     

eN-Database转捩预测方法在三维非结构求解器中的耦合与应用

为了提高机翼等飞行器部件在粘性绕流下的气动力预测精度,研究了在非结构RANS求解器中耦合转捩预测的方法。以求解三维ONERA M6机翼的转捩点位置及气动力特性为例,求解过程为:先将RANS方程求解得到的机翼表面压力分布作为层流边界层方程求解的输入参数;然后采用e N-Database转捩预测方法分析层流边界层方程求解得到的边界层内相关参数,并得到机翼的转捩点位置;最后将转捩点位置传回RANS求解器中,重新进行流场计算得到考虑转捩后的气动力特性。使用上述方法计算出的结果与实验值吻合较好,验证了程序的有效性。     

三种湍流模型在空气射流数值模拟上的性能比较

标准方程模型、RNG方程模型和零方程模型是通风空调工程上最为常用的湍流方程模型.本文对三种湍流模型进行了介绍,并用三者对百叶风口空气射流进行了模拟.模拟结果表明,与其它两种方程模型相比,采用标准方程模型,无论是轴心速度衰减还是断面速度分布,与实测最为吻合,而采用零方程模型与实测差别较大.     

基于两方程湍流模型的DES方法在超音速圆柱底部流动计算中的应用

采用基于M enter k-ωSST两方程湍流模型的脱体涡模拟(D etached Eddy S im u lation,DES)方法,求解N av ier-Stokes方程,数值模拟了超音速下圆柱底部的大分离流动。脱体涡模拟在近物面区采用雷诺平均方法,在其它区域采用Sm agorinsk i大涡模拟方法,兼具前者计算量小的优点和后者能模拟大分离湍流流动的优势。与雷诺平均方法的计算结果进行对比发现,DES方法可以更好地模拟分离涡的发展,得到的底部径向压力分布的时间平均值与实验值吻合。     

基于Fluent UDF的γ-Reθt转捩模型高超声速修正初步研究

为了提高γ-Re_θt转捩模型在高超声速转捩预测中的精度,在γ-Re_θt转捩模型中引入了马赫数和雷诺数来反映高超声速流动的可压缩效应,并基于响应面法重新构造了涡雷诺数与动量厚度雷诺数之间的拟合关系式,使得γ-Re_θt转捩模型可适用于高超声速流动。考虑到实际应用,利用用户自定义函数(UDF)功能对商业软件Fluent中的γ-Re_θt转捩模型的Re_θc和F_length函数进行了修正,并采用高超声速平板和钝锥对修正的γ-Re_θt转捩模型进行了检验和验证。与原始γ-Re_θt转捩模型以及实验数据相比,改进的γ-Re_θt转捩模型可以成功地预测由边界层转捩引起的斯坦顿数的变化,并且对转捩起始位置的预测精度较原始模型有明显改善。     

湍流模型在翼身组合体流场数值模拟中的应用研究

通过求解三维Reynolds平均Navier-Stokes方程，采用4种湍流模型：代数B—L、J—K90A／J—K92模型和两方程k-g模型，分别数值模拟了ONERA—M6机翼、细长旋成体及NASA TN D-712翼身组合体标模的跨声速及超声速流场。计算结果表明，对于附体及小分离流动，4种湍流模型的数值计算结果与实验值吻合良好；对于强激波、大分离等具有强烈上游历程效应的粘性流动，k-g和J-K模型较B—L，模型有更好的模拟能力；对于具有多体干扰的复杂流场，k-g模型的表现则优于其余3种模型。     

局部阻塞管道中湍流的数值预测

本文提出了一个在回流区壁面附近湍流二方程模式的改进方法,并湍流的涡量输运方程及流函数方结合衰减函数的差分格式计算了局部阻塞管道中程,所得到的湍流的时均速度分布与前人的数值结果相比更接近实验结果.     

基于转捩模型的涡轮流场及性能数值模拟

基于耦合Langtry-Menter转捩模型的SST湍流模型,通过求解雷诺平均的N-S方程组对不同雷诺数工况下5台涡轮部件的性能及流场进行了全三维粘性定常计算。计算结果表明,所预测的5台涡轮效率及流通能力随雷诺数减小的变化量较俄罗斯经验关联曲线所给出的变化量偏低1~2个百分点左右。总的来说,建立的基于转捩模型的数值计算方法能够较好地评估雷诺数效应对涡轮性能的影响,具有较好的工程应用价值。     

基于转捩模型的低雷诺数翼型优化设计研究

以微小型无人机翼型研究为背景,开展了低雷诺数翼型的气动特性及优化设计研究。首先采用求解雷诺平均N-S方程的有限体积法,对典型低雷诺数下NACA0012翼型标模进行数值模拟,对比分析了SA、SST k-ω湍流模型、低雷诺数修正SST k-ω模型以及k-kL-ω转捩模型的适用性和准确性。然后通过对低雷诺数下NACA0012翼型表面流场结构和流动特征的详细分析,提出了基于控制流动转捩位置改善翼型上边界层形态的低雷诺数翼型设计思想。最终基于转捩模型对SD7037翼型进行了多目标优化设计,设计结果表明优化后翼型气动性能得到了较大改善,最大升阻比可以提高约58.23%,在0°迎角下翼型上表面层流区域面积增大约26.8%,在4°迎角下翼型上表面流动转捩位置前移约0.15倍弦长,下游流动亦由优化前完全分离状态改变为实现流动再附,进一步验证了低雷诺数翼型设计思路的可靠性与可行性。     

计算模拟建筑物对近源大气污染物扩散的影响

采用3个湍流模型(标准k-ε湍流模型、剪应力输运模型(SST)和SSG雷诺应力模型)和污染物输运方程对孤立建筑物周围的烟流扩散现象进行了数值模拟,并通过风洞试验数据对模拟结果进行了评估.结果显示:3个湍流模拟均能较好地再现孤立建筑物尾流区的浓度分布,但在数量上趋向于低估污染物浓度值和烟流的散开程度.     

含层流分离泡的粘性绕流精确数值模拟方法研究

高精度CFD求解器是翼型设计的基础,而翼型流动转捩的准确预测是提高数值模拟精度的关键之一。eN方法是比较可靠的且可应用于翼型设计的转捩判断方法,但目前国内耦合eN转捩预测与二维雷诺平均N-S(RANS)方程求解器的研究仍需要通过求解层流边界层方程为转捩判断提供所需的边界层信息。这种方法不能处理含层流分离泡的流动。为解决上述问题,文章发展了一种直接求解RANS方程为转捩判断提供高精度的边界层解的方法,耦合基于线性稳定性理论的eN转捩判断方法实现了含层流分离泡流动的转捩点自动判断。采用文中方法对含层流分离泡的翼型绕流进行了数值模拟,转捩预测位置与实验值吻合较好,气动力计算精度得到了提高,验证了该方法的有效性。     

en方法在无限展长后掠翼边界层转捩判断中的初步应用

文章利用三维雷诺平均Navier-Stokes方程求解程序、三维层流边界层方程求解程序以及三维线性稳定性方程求解程序进行了中、小后掠无限展长机翼边界层转捩预测的研究。三维雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程求解程序为三维层流边界层求解程序提供层流边界层外边界的流动参数,后者为基于三维线性稳定性理论的en方法提供高精度的边界层速度型,由en方法得到的边界层转捩信息反馈给三维RANS求解程序,上述3种程序的耦合构成了一次对边界层的转捩判断。经过几次上述流程,边界层转捩的位置收敛,将计算得到的转捩位置与实验测得转捩位置进行比较,初步验证了文中方法的可靠性。     

零方程湍流模型用于城市微气候的模拟研究

室外微气候环境对城镇人居环境和建筑能耗有重要影响,数值模拟技术作为快速的预测方法能有效评价社区规划的优劣。文章选用风洞实验数据对湍流涡粘度表达式进行优化,提出新的零方程湍流模型(ZeroEQ),并与两方程湍流模型(MMK)、大涡模拟(LES)和风洞实验数据进行对比分析;通过对寿安新城区零方程湍流模型的应用分析,探讨该模型应用于实际工程项目的可行性。结果表明:在同等计算机配置下,Zero-EQ模型比MMK模型快60%,是LES模型计算所需时间的1/15,能有效地预测不规则建筑群的流场分布;通过分析不同地形区域的风热环境特点,Zero-EQ模型可快速预测城镇微气候环境,为城区规划设计提供合理建议。     

基于FLUENT的飞行环境激励谱提取方法研究

基于FLUENT流体动力学数值模拟平台,以机翼结构作为研究对象,模拟亚声速飞行速度的风洞试验。控制方程为惯性坐标系下的三维非定常Navier-Stokes方程,数值模拟环境设定流体速度为0.8马赫,攻角为4°,采用一方程的Spalart-Allmaras湍流模型,时间的离散采用二阶格式,空间方向上采用二阶迎风格式。通过数值模拟计算,采集机翼表面飞行载荷信号,并对载荷信号进行预处理,获得机翼飞行中的环境激励谱值,为后续的飞机结构健康监控研究提供基础。