Pω增强型k-ω湍流模型在三角翼旋涡流动的应用

在三角翼旋涡绕流数值模拟中,标准 Wilcox k-ω湍流模型生成项未考虑旋度的影响而导致预测的旋涡强度较弱。通过引入探测因子区分剪切层和涡核,在旋涡流动的高旋度区域增加ω方程生成项的方法,基于结构化网格上的 RANS 求解器,加入了 Pω增强型 k-ω湍流模型,对绕尖前缘三角翼亚声速和跨声速旋涡流场进行了数值模拟。计算结果与 NASA 的 NTF 风洞和 DLR 的 DNW-TWG 风洞试验数据进行了对比分析,结果表明：不论在亚声速还是跨声速自由来流条件下,Pω增强型 k-ω湍流模型计算的压力分布、涡破裂位置均与试验数据吻合良好,准确地预测出了三角翼上翼面的主涡、二次涡结构,特别是跨声速条件下激波干扰导致的涡破裂的临界迎角及涡破裂位置,表明 Pω增强型 k-ω湍流模型在绕三角翼旋涡流动数值模拟中具有良好的适用性。     

五种湍流涡粘模型在二维方柱绕流数值模拟中的对比研究

为研究不同雷诺时均Navier-Stokes(RANS)模型在求解钝体绕流场的差异,采用五种两方程湍流涡粘模型计算了二维方柱的绕流场(雷诺数Re=22 000),得到了不同湍流模型在不同网格离散方案下的方柱气动力与流场特性。结合以往文献数据,通过对比不同湍流模型计算结果的差异,揭示了不同湍流模型的特点。研究结果表明:网格离散方案对方柱绕流数值模拟结果有重要影响;RNGk-ε湍流模型的计算效率最高,SSTk-ω湍流模型的计算效率最低;Standard k-ε湍流模型的计算结果准确程度整体弱于其余湍流模型;RNGk-ε湍流模型、Realizable k-ε湍流模型与Standard k-ω湍流模型的计算结果大致相当,较接近大涡模拟结果;SSTk-ω湍流模型的模拟结果优于其余湍流模型,其尾流区速度场与试验结果吻合较好;两方程湍流模型计算的二维方柱绕流结果与试验结果以及大涡模拟结果相比,存在不可忽略的差异。     

多尺度湍流模型在圆柱绕流中的应用

使用基于可变时间间隔平均方法的多尺度湍流模型,对高超临界区雷诺数下非定常圆柱绕流进行了数值模拟.结果表明:多尺度湍流模型在升阻力系数预测上与实验值一致,而标准k-ε模型和SST(shear stress transport)k-ω模型却只能兼顾其一;在旋涡脱落特性预测上与实验值相一致,其误差小于SST k-ω模型的5.8%和标准k-ε模型的37.6%;在表面平均压力系数分布预测上其误差仅为3.6%,明显优于SSTk-ω模型的13%和标准k-ε模型的53.7%;在表面摩擦因数分布及分离角度方面与实验结果相吻合,且分离角度误差仅为0.78%,结果优于标准k-ε模型的1.04%和SSTk-ω模型的1.83%,充分验证了该湍流模型应用于复杂湍流模拟预报的潜力.     

使用GAO-YONG湍流方程组计算翼型分离流

采用SIMPLE方法求解GAO-YONG不可压湍流方程组, 对不同来流迎角下的NACA0012翼型绕流结构进行了数值模拟, 给出了翼型绕流分离流结构随迎角的变化特征和翼型在分离绕流中的气动力参数.与实验数据以及大涡模拟结果的比较表明, GAO-YONG不可压湍流方程组能够对翼型绕流的分离点、分离涡形态、表面压力分布、升阻特性做出较好的预测, 能够模拟翼型大攻角分离流动, 计算结果优于FLU-ENT软件中的k-ε、k-ω、k-ωsst模型的计算结果.      

细长旋成体背风面非对称流场的DES模拟

利用脱体涡模拟DES方法对细长旋成体非对称绕流进行数值模拟,比较了基于S-A湍流模型的DES与RANS方法对背风面非对称分离涡的数值模拟能力,发现在大迎角非对称涡未破裂情况下,DES与RANS均能模拟出与实验相符的非对称绕流;当迎角增大,背风面非对称涡发生破裂时,RANS无法准确捕捉到背风面流场的非定常性,而DES能准确预测非对称涡的飘起与破裂,并与实验值接近。计算结果表明:与RANS方法相比,DES方法具有更好的模拟大攻角,大分离流动的能力,尤其在非对称流场的分离涡破裂模拟方面具有明显优势,能够更真实模拟出细长旋成体背风面分离涡破裂之后的非定常流动特征。     

基于非结构/混合网格的脱体涡模拟算法

为了提高二阶精度有限体积算法的湍流数值模拟能力,在原始Roe格式基础上建立了与脱体涡模拟(DES)方法相匹配的二阶混合耗散自适应格式,根据流场信息自动调节格式耗散,并分别基于Spalart-Allmaras一方程湍流模型和k-ω剪切应力输运(SST)两方程湍流模型,发展了基于非结构/混合网格的DES方法。采用该方法计算了雷诺数为3 900的圆柱绕流和NACA 0021翼型60°大迎角分离流两个典型算例,通过与试验数据以及其他数值结果的对比验证了该方法的可行性。同时开展了不同数值格式、湍流模型的对比分析,研究结果表明:采用混合格式的DES算法能够解析更小尺度的湍流涡结构、计算数据更接近试验值;本文的DES类算法受其基准湍流模型影响较小。     

利用分区ALE算法数值模拟圆柱湍流涡致振动

用分区算法结合任意拉格朗日-欧拉法(ALE)数值模拟了圆柱湍流涡致振动.求解基于非交错网格系统,压力求解采用压力泊松方程提法,湍流模型采用标准k-ε模型和重整化群(RNG)k-ε模型.计算取中等雷诺数Re=5000、10000、15000、25000、50000等,质量系数M=10.阻尼系数ζ=0.00331,自振频率fn=0.18315、0.1628.计算结果表明:湍流涡致振动下圆柱时均阻力系数大于孤立圆柱绕流,而升力系数(振幅)值都小于孤立圆柱绕流.随着雷诺数增大,湍流粘性系数随之增大,但湍动能和湍流耗散率变化趋势不明显.对孤立圆柱绕流,研究结果与前人实验结果基本相符.     

NACA4412翼型低速绕流数值计算中湍流模型对比

使用Spalart-Allmaras(S-A)、SSTk-ω、Gao-Yong 3种湍流模型对NACA4412翼型低速绕流进行了数值计算,研究了尾迹流动松弛效应。对流项采用Roe格式离散,扩散项采用二阶中心格式离散,离散后的控制方程用多步Runge-Kutta显示时间推进法求解。计算中对翼型尾缘流松弛效应进行了分析,比较了翼型表面压力系数、速度剖面、雷诺应力等的分布,3种湍流模型总体上能够较好地模拟NACA4412翼型低速绕流。SSTk-ω模型对流动细节及升力系数计算最好,Gao-Yong模型对翼型平均速度剖面及雷诺剪切应力分布计算最准确。     

基于分离涡模拟的起落架气动噪声研究

用基于SA湍流模式的非定常RANS、分离涡模拟(DES)和延迟分离涡模拟(DDES)分别对四轮基本起落架模型进行了数值模拟,并根据所得的非定常流场计算了表面声压级分布和声压谱。三种方法所用的时间成本大致相同,URANS略低于其它两种,而DDES由于在附着流动区更好地保持RANS特性,故时间成本略低于DES。计算显示,非定常RANS在附着流动区能够得到合理的结果,但不能准确刻画分离流动的流动形态。DES和DDES都能较好地刻画起落架绕流的定常和非定常特性,DDES的结果略好于DES。因为起落架流动属于大分离流动,所以DES也能够得到相对正确的结果。研究结果验证了分离涡模拟在起落架大分离非定常流动预测与噪声预测中的可行性,对减小起落架噪声的方法研究具有一定的意义。     

基于当地流动结构的RANS/LES混合模型

针对传统雷诺平均Navier-Stokes/大涡模拟(RANS/LES)混合模型固有的RANS和LES区域衔接难题,借鉴Vreman提出的亚格子(SGS)模型,提取其中描述流动状态的判断函数,利用不可压缩槽道湍流标定模型系数,构造了一个新的RANS/LES混合模型。评估算例包括不可压缩槽道湍流、稳态超声速平板边界层、NACA4412翼型绕流和亚临界雷诺数圆柱绕流。该模型作为壁面模化LES,解决了传统RANS/LES方法中速度型偏离对数律(LLM)的缺陷,且拓宽了原Vreman模型在粗糙网格上的适用性,具有较高精度。该模型同时解决了模化应力折损问题,且对大尺度分离流动的模拟精度相较传统的RANS/LES混合模型如脱体涡模拟(DES)有进一步提升。     

基于DES模型的超燃气动斜坡/燃气发生器方案仿真研究

采用基于剪切应力输运(SST)k-ω两方程湍流模型的分离涡(DES)方法和雷诺时均Navier-Stokes(RANS)方法对超燃气动斜坡结合燃气发生器增进掺混方案进行数值仿真研究。通过对比DES仿真结果、RANS仿真结果与试验结果,发现DES仿真结果对流场内涡结构的捕捉和分辨能力强于RANS方法获得的结果。选取燃气发生器喷流形成的壁面涡流特征角为比较标准, DES仿真结果显示该角度为48°,RANS仿真结果为37°,而试验测得该角度为47°。可见DES仿真结果与试验结果更为接近,说明对于气动斜坡结合燃气发生器的超燃掺混方案,DES方法仿真结果是合理的。     

湍流模型对喷流计算精度的影响研究(英文)

采用三维RANS代码MBNS3D对包含了内流、外流及后体干扰的三种简化尾喷流,进行了数值模拟研究。通过壁面压力分布及喷流截面速度型与实验数据的对比,研究了SA和SST两种湍流模型及其修正(SACC,SADES,SSTCC)对喷流计算精度的影响。本文计算表明,SSTCC模拟效果最为精确;利用SA模型进行脱体涡模拟,在同样的网格下优势不明显。湍流模型可压缩修正改善了模拟喷流的膨胀趋势,但对附面层分离位置的预测,在本文的工作中,还不如原始模型。两类模型相比,SST模型的结果好于SA模型。     

k-ω SST两方程湍流模型中参数影响的初步分析

Menter的k-ωSST两方程湍流模型在流体力学计算中有良好表现。利用均匀试验设计方法对k-ωSST模型中八个参数在小攻角亚声速、跨声速和大攻角三种典型的翼型绕流流场计算中的影响规律进行了分析。分析结果表明在附着流中参数a1是对流场的影响最大的参数;而在分离流中,参数a1对流场的影响与湍流产生与耗散等项的作用相当,模型中的四个参数:σω2、β2、β*和a1的取值都会对计算结果有较大的影响。     

基于RANS/LES方法的超声速底部流场数值模拟

分别采用基于两方程k-ω剪切应力输运(SST)湍流模型的延迟DES(DDES)、更改的DDES(MDDES)和改进的DDES(IDDES)方法,并引入可压缩修正,结合三阶MUSCL-Roe和五阶WENO-Roe两种空间离散格式,针对超声速底部的复杂流动现象,开展了数值模拟研究。计算结果表明本文方法能够捕捉到超声速底部流动中丰富的湍流结构,通过分析计算结果对超声速底部的流动机理有了进一步的认识,为下一步的超声速底部流动减阻改进和雷诺平均NavierStokes/大涡模拟(RANS/LES)方法在非定常高可压缩性流动中的应用提供了参考。通过对比分析不同空间离散格式的计算结果研究了数值耗散对计算的影响,五阶WENO-Roe格式的计算结果与实验结果吻合良好;对不同RANS/LES混合方法的计算结果进行了对比分析,结果表明IDDES方法在近壁区的表现优于DDES和MDDES方法。     

Sajben扩压器复杂流动中湍流模型的性能评估

用8个常用的湍流模型对Sajben扩压器中跨声速流动进行了数值模拟，评估了Spalart-Allmaras， 标准k-ε， RNG (re-normalization group) k-ε，realizable k-ε，标准k-ω，SST(shear stress transport) k-ω，v2-f，Reynolds stress共8个湍流模型对激波/湍流边界层相互作用的模拟预测能力.通过与实验数据比较发现:SST k-ω模型和v2-f模型比其他模型模拟的更准确，其中SST k-ω模型比v2-f更能准确地预测壁面压力，然而对于分离点、再附点以及分离区长度v2-f比SST k-ω预测得更准确.      

超声速混合层液滴两相流动的大涡模拟

为研究超声速气流中液滴与气流的混合及液滴蒸发对混合的影响,采用大涡模拟(LES)方法数值仿真了超声速混合层内液滴两相流流场结构,气相流场采用亚格子(SGS)模型和切应力输运(k-ωSST)湍流模型,液相模拟采用轨道模型和单液滴蒸发模型。在混合层前缘入口处均匀持续地投放液滴,并在液滴入口处下方添加非周期小扰动,并观察液滴蒸发过程对该小扰动造成的影响。分析了入口小扰动在流场中不同的发展情况,发现液滴的蒸发过程使混合层厚度增加并加速混合层的发展,对气相流场扰动较强,可能导致流动失稳,对混合过程有很大的促进作用。     

基于IDDES方法的翼型结冰失速分离流动数值模拟

应用基于k-ωSST湍流模型的IDDES(Improved Delayed Detached Eddy Simulation)方法,就失速点附近翼型前缘典型双角状积冰导致的复杂分离流动进行了数值模拟研究.通过与风洞试验结果进行对比,表明对于此类分离流动问题,IDDES方法能够在壁面附近取得良好的速度预测结果,有效解析分离区域内的中小尺度湍流结构,较为准确地描述大尺度时均分离泡的再附位置和形态特征,适用于翼型结冰后复杂流动的精细分析.同时计算结果显示当此带冰翼型位于失速点附近时,角状冰后方脱落剪切层内部的旋涡不稳定析出和输运过程促进了外部流动与回流区域流动间的掺混,将导致流动发生非定常再附现象.     

基于k-ωSST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。