改进SA模型对翼型分离流动的数值模拟

采用(CFD,Computational Fluid Dynamics)软件Fluent,选取(SA,Spalart-Allmaras)模型,对风力机翼型S825进行了二维数值模拟,并与实验数据进行比较.针对SA模型不能准确预测翼型尾部流动分离的情况,分析了分离区域内湍流的强非平衡输运特性.研究表明,SA模型中系数C_b1与湍流的非平衡输运特性密切相关,进而提出了修正模型系数C_b1改进SA模型的方法,结果表明该方法能够更准确地模拟风力机翼型分离流动.     

应用修正湍流模型对旋转通道内换热的模拟

针对旋转光滑矩形通道分别应用针对旋转状态修正的 k-ε、标准k-ω以及提出的针对旋转状态修正的k-ω湍流模型进行流动和换热的数值模拟,通过与实验结论的对比,讨论了采用不同湍流模型对计算结果的影响.计算工况为旋转数Ro=0.24,流体进口雷诺数Re=25000.计算结果表明:采用所提出的针对旋转状态修正的k-ω湍流模型的计算结果要比采用针对旋转状态修正的k-ε以及标准k-ω湍流模型的计算结果更接近实验结论.     

超声速复杂流动中湍流模型的性能评估

对8°,16°,20°,24°超声速二维压缩拐角进行了数值模拟,系统评估了SA(Spalart-Allmaras), k-ω, SST(Shear Stress Transport)3种工程常用湍流模型对激波/边界层干扰复杂流动的模拟适用能力.对于"弱"干扰、小分离,工程常用湍流模型能够较准确地预测其压力、摩擦力、热流分布,而对于"强"干扰、大分离则会造成较大的偏差.同时,随着分离区的增大,各湍流模型的适用性能差别更加明显,数值方法也有一定的影响.      

联合射流控制技术的增升效果和机理

数值模拟联合射流翼型的绕流,研究联合射流控制技术的增升效果和机理.主控方程选为定常可压缩流动的质量加权平均N-S方程和S-A湍流模型,使用Fluent软件进行数值求解.计算结果表明,联合射流控制技术可以有效地减小翼型的零升迎角、提高翼型的最大升力系数和失速迎角.通过理论分析,揭示了联合射流控制技术的增升机理,即通过增加翼型上表面的流速从而增大绕翼型的环量,通过向边界层内注入能量从而延迟翼型大迎角下的流动分离.     

不同厚度翼型动态失速涡运动数值研究

在低马赫数下, 对三种不同相对厚度的NACA系列基本厚度翼型在俯仰振荡运动中的动态失速现象进行了数值研究.数值模拟时采用双时间法和LU-SGS隐式解法相结合的模式求解了非惯性坐标系下的非定常纳维-司托克斯(NS)方程组, 空间离散采用Roe格式,并结合刚性动网格生成技术.采用全湍流计算,通过引入BL(Baldwin-Lomax)模型计入湍流影响.计算出的气动力迟滞曲线与实验结果变化趋势符合较好,表明了数值方法的有效性,同时通过比较和分析不同厚度翼型在轻失速和深失速下的流场结构,发现绕翼型的失速旋涡产生和发展规律是明显不同的.      

缝道参数对多段翼型气动性能的影响

数值模拟研究缝道参数对着陆构型多段翼型气动性能的影响,采用有限体积法求解雷诺平均N-S(Navier-Stokes)方程,湍流模型采用S-A(Spalart-Allmaras)模型,给出了多段翼型升力系数与表面压力系数随各缝道参数的变化规律.计算结果表明:采用的计算模型可用于二维多段翼型的计算;缝道参数对多段翼型气动性能的影响显著,在各个缝道参数的变化范围内升力系数均存在最优值,适当的缝道参数可以抑制后翼上表面逆压梯度,消除后翼分离,并保持前翼尾迹不与后翼边界层相掺混,提高多段翼型的气动性能.      

基于NACA0030的波纹状翼型气动特性探索

相对于光滑翼型,波纹状翼型的气动特性呈现出一些独特现象。为了深入探索这种布局的气动特点,在前期风洞试验的基础上,以NACA0030翼型为基础,设计了一组具有不同外形特征的波纹状翼型,开展了非定常数值模拟工作,详细研究了低雷诺数（Re=12×104）流动情况下波纹状外形对流场涡流结构和总体气动特性的影响规律。计算结果表明:相对于光滑翼型,波纹状翼型流动的分离流现象更明显,升力和升力线斜率有明显下降,但推迟了失速现象。波纹状翼型表面越光顺,气动特性越接近于光滑翼型。虽然波纹状翼型的压差阻力大于光滑翼型,但是波纹状外形产生的回流可以减小摩擦阻力。      

PANS方法在双圆柱绕流数值模拟中的性能分析

PANS方法以传统的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程为模板,引入控制参数对原方程进行修改,是一类能够有效模拟分离湍流流动的混合方法.采用基于Menter 剪切应力输运(SST)湍流模型的PANS方法,选取双圆柱绕流作为研究对象, 分析双圆柱流动结构,验证方法的准确性与可靠性,考察PANS方法中模型参数选取对于计算结果的影响,评估不同类型PANS方法的性能.研究表明:模化湍动能比例这一模型参数对计算结果有显著影响,且计算域内统一的模型参数取值难以处理复杂流动问题.在此基础上使方法中模化湍动能比例取值随流场物理信息和网格尺度变化,所得结果与SST DES计算结果及实验结果吻合较好,表明该方法适用于复杂湍流数值模拟.      

高升力与失速特性缓和的翼型设计研究

为了探索适用于长航时飞行器的翼型设计思想、方法和技术,进行了新型高升力及失速特性缓和的BUAA-K1/BUAA-K2翼型的设计研究.风洞实验结果表明,与配置著名GAW-1/GAW-2翼型的机翼比较,配置BUAA-K1/BUAA-K2翼型的机翼最大升力系数和最大航时因子分别提高了15%和25%,并且实现了同时具有高升力和失速特性缓和的气动特性.     

超临界层流翼型优化设计策略

针对超临界层流翼型设计问题,提出一种两轮优化策略。采用γ-Reθt转捩模型耦合剪切应力输运(SST)模式的湍流模型对翼型边界层转捩进行预测。翼型几何参数化建模采用形状分类函数转换(CST)方法,设计变量为描述翼型几何特征的参数。第1轮优化的目的是尽量提高层流区域的比例,气动分析模型为基于Kriging模型的代理模型,优化算法为遗传算法,通过优化获得满足约束要求的层流翼型。第2轮优化目的是对第1轮优化获得的翼型进行微调,进一步提高翼型的升阻比,气动分析直接采用CFD程序,优化算法采用基于梯度的优化算法。算例表明,应用本文提出的两轮优化策略,可将超临界翼型NASA SC(2)0412优化设计成超临界层流翼型,翼型的上下表面层流区比例分别达到了55.5%和47.0%,升阻比提高了38.1%。     

用GAO-YONG湍流模式对翼型跨音粘流的数值模拟

应用GAO-YONG可压缩湍流模式,数值模拟了NACA0012,RAE2822翼型的定常跨音速粘流算例.对流项采用三阶ROE格式,扩散项采用二阶中心格式,用多步Runge-Kutta显式时间推进法求解空间离散后的控制方程.计算结果很好地预测了翼型表面的压力系数的分布、激波的位置、马赫数等值线的分布等情况,并且对翼型表面激波与边界层相互干扰以及层流向湍流的转捩问题进行了分析计算.计算结果与实验值符合很好,表明GAO-YONG可压缩湍流模式应用合适的计算方法能够高精度模拟翼型跨音粘性流动问题,并且基于GAO-YONG可压缩湍流模式各向异性湍流粘性的机理,提供了一种预测转捩起始位置的判别方法.      

高超声速热流计算湍流模型性能评估

采用计算流体力学方法,通过对高超声速来流下双椭球热流计算,综合分析了影响壁面热流预测精度的因素.针对工程上4种常用的湍流模型:BL(Baldwin-Lomax)模型、SA(Spalart-Allmaras)模型、k-ω模型及SST(Shear-Stress Transport)模型,评估了其在高超声速热流预测中的性能,获得了湍流模型下壁面法向网格雷诺数对热流计算的影响规律.此外,对高马赫数下不同后掠角钝舵模型进行热流计算,获得了后掠角对钝舵前缘热流峰值的影响规律.研究表明,两方程湍流模型相比一方程和零方程模型更适合高超声速气动热计算,其中SST模型对热流预测精度更高,总体性能更为优异;钝舵驻点线最大热流随后掠角增大呈非单调变化,在后掠角约为22°时热流达到峰值.      

SST-DES在小分离流动数值模拟中的改进

在基于剪切应力运输（SST,Shear Stress Transport）分离涡模拟（DES,Detached Eddy Simulation）应对小分离流动的数值模拟中,上游雷诺平均方法（RANS,Reynolds Averaged Navier Stokes）区域内较大的涡黏性通过对流扩散方程传递到下游大涡模拟方法（LES,Large Eddy Simulation）区域,导致自由剪切层解析湍流解迟迟得不到发展,剪切层失稳延后,出现强烈的灰区效应。为此将SST-DES中体现LES求解的类亚格子模式重新构造成标准k方程亚格子模式,防止多变量在RANS和LES交界面处对湍流黏性系数的混合影响,最终得到了一种改进的SST-DES方法。采用该方法对AS239翼型小分离数值模拟并与DES和延迟分离涡模拟（DDES,Delayed Detached Eddy Simulation）结果进行对比,可以看出该方法在壁面边界层保留了SST-DDES特性的同时,在尾迹区大大提高了LES的可解能力,显著降低了灰区的影响。     

基于Transition SST模型的高雷诺数圆柱绕流数值研究

为了研究高雷诺数下圆柱绕流边界层的转捩现象和圆柱尾迹近壁区的流动特征,首先通过在典型雷诺数下采用Transition SST四方程转捩模型模拟圆柱绕流得到的结果与实验结果及采用SST k-ω两方程湍流模型模拟结果的对比分析,验证了Transition SST模型在模拟高雷诺数下圆柱绕流的优越性,并较为准确地预测出了圆柱绕流边界层的转捩现象及尾迹近壁区的流动特征。然后分别对亚临界区、临界区、超临界区和过临界区的圆柱绕流问题进行了数值模拟,分析了不同雷诺数下圆柱绕流的流场结构及圆柱表面压力系数、摩擦力系数的变化规律,研究了圆柱绕流近壁区的流动特征、边界层转捩的流动机理、转捩位置及其随雷诺数的变化规律。结果表明,亚临界区二维圆柱绕流边界层发生层流分离,无分离泡和转捩现象;临界区和超临界区二维圆柱绕流边界层先产生了分离泡现象,之后流动发生了转捩并在转捩后发生湍流分离;过临界区二维圆柱绕流边界层流动在转捩之后发生湍流分离,无分离泡现象;在临界区、超临界区和过临界区,二维圆柱绕流边界层转捩位置随雷诺数增大向前驻点移动。