建筑物对污染物扩散影响的数值与风洞模拟研究

采用k-ε(RNG)与RSM湍流模型对处于方形建筑物不同位置污染源所排放污染物的扩散规律以及建筑物对流场的影响进行模拟,并且与相应的风洞试验结果进行了比较.流场分析结果表明:数值模拟能够较好地模拟建筑物前方迎风侧停滞回流、顶部回流以及后方空腔区等.浓度场分析结果表明:建筑物前方迎风侧以及顶部回流区污染物扩散的数值模拟结果与风洞试验结果基本相等,而在建筑物后方空腔区污染物的数值模拟结果略高于风洞试验结果.综合分析并与风洞试验结果相比较,RSM模型能够较好地模拟污染物浓度场以及建筑物周围流场的变化规律.     

复杂建筑物对近场扩散影响的数值与风洞模拟的比较分析

采用CFD数值模拟技术与风洞试验相结合的手段模拟了复杂建筑物群对周围流动与污染物扩散的影响.CFD技术采用k-ε(RNG)湍流模型模拟了建筑物群对流动与扩散的影响,风洞试验通过采用多种探测手段,分析建筑物群周围的流动和弥散,并将统计学方法应用于风洞试验结果,验证了CFD数值模拟结果的合理性.研究结果表明,CFD技术能较好地模拟建筑物群对污染物弥散的影响,并与风洞试验吻合,有、无建筑物B的情况下,吻合因子FAC2与FAC5均大于50%,归一化均方误差(NMSE)均小于4,部分偏差(|FB|)均小于0.3;建筑物对污染物弥散的影响非常复杂,建筑物尾流对污染物浓度分布影响较为显著,建筑物后方空腔区污染物的数值模拟结果略高于风洞试验结果.综合分析表明,风洞试验与数值模拟相结合的方法是研究这类微小尺度湍流扩散问题的有效手段.     

透平叶片顶部间隙流动特性的实验和数值研究

利用粒子图像测速技术(PIV)捕捉透平叶片顶部泄漏流特征,并以此数据验证湍流模型和用商业软件CFX12.0进行的数值模拟方法.所研究的叶片为典型的GE-E3叶片,为了展示泄漏涡的生成和发展过程,用实验数据展示了3个不同截面的速度分布.数值计算中使用了混合网格生成技术及5种湍流模型.通过与实验数据的比较发现:RNG k-ε模型计算所得的泄漏涡与实验所拍摄的真实流动能较好地吻合.此模型和计算方法同样适用于研究叶顶射流对泄漏流的影响.计算结果显示:通过叶片顶部气膜孔射流产生的阻挡效应,最多能降低6.12%的主流泄漏.     

燃烧室冷态流场的数值研究

在任意曲线坐标系下对环形燃烧室三维冷态流场进行数值模拟。采用偏微分方程法和区域法生成三维贴体网格,紊流模型采用标准k-ε模型和重整化群k-(εRNGk-ε)模型,在非交错网格坐标系中采用SIMPLE算法求解。数值分析两种紊流模型对火焰筒内气流流动的影响,并与实验结果相比较。结果表明,与标准k-ε模型相比,RNGk-ε模型更适用于模拟紊流流动。     

低速高湍流度90°弯管流动数值模拟

分析了曲率对弯曲管道流动的影响 ,给出了曲率修正的双层 k-ε湍流模型 ,并数值模拟了非均匀来流低速高湍流度 90°弯管内流动。文中比较了曲率修正双层 k- ε湍流模型的计算结果与实验结果 ,以及双层 k- ε湍流模型和逆压力梯度修正双层 k- ε湍流模型的计算结果。通过比较 ,发现经过曲率修正后的双层 k- ε湍流模型更好地模拟了非均匀来流低速高湍流度 90°弯管内流动。同时比较了壁面参数的插值方法 ,发现在弯曲管道流动模拟中对壁面参数进行一阶插值比零阶插值能更好地模拟真实流场     

湍流模型对压气机数值模拟的影响研究

湍流模型的选择直接影响着轴流式压气机数值模拟的精度,以NASA Stage 35跨声速轴流式压气机作为研究对象,引入B-L、S-A、k-ε(Low Re Yang-Shihk)、k-ε(Extended Wall Function)、EARSM和SST湍流模型对压气机进行了数值模拟。对6种湍流模型模拟的结果进行了压气机性能和流场分析,考察各湍流模型对NASA Stage35压气机数值模拟性能的影响。结果表明:SST模型与实验结果总体吻合较好,预测精度相对较高。     

紊流冲击射流数学研究中的壁面函数法(英文)

使用低雷诺数 k-ε模型、标准 k-ε模型和改进的 k-ε模型计算了半封闭圆形冲击射流的紊流流场 ,并将结果作了对比。其中 ,改进的 k-ε模型在其模化过程中重新考虑了 ε方程中的脉动压力扩散项。结果表明 :低雷诺数 k-ε模型、标准 k-ε模型的计算结果很差 ,而改进的 k-ε模型的结果却要好得多 ,特别是对紊动能的改进尤其明显。因此可以认为 :标准 k-ε模型的计算结果很差是由于它在模化中没有考虑脉动压力扩散项 ,而并不是文献中所认为的是由于在近壁区使用了壁面函数法。     

基于Greenwood叶间燃烧室实验模型的数值计算

为分析新型叶间燃烧室的燃烧性能，以叶间燃烧室试验模型为研究对象，用Realizable k-ε湍流模型、非预混PDF 燃烧模型，数值模拟了燃烧流场特性。燃油颗粒大部分在环形腔顶部区域蒸发混合，火焰在环形腔底部连通，形成旋流燃烧，涡轮径向斜槽内出现温度较高的火焰区。涡轮径向斜槽结构以及主流的卷吸作用对燃烧产物与一次气流的掺混存在影响。贫油燃烧方式工况燃烧性能较优，富油燃烧方式工况的径向平均出口温度线型较好。计算结果与相同操作条件下的试验结果符合较好。     

大型煤气柜风荷载的风洞试验及数值模拟

对某大型煤气柜进行了风洞测压试验及风压数值模拟.分析了试验模型表面风压分布及其脉动特性,并同数值计算结果、规范条文中类似断面结构的风压分布作对比.结果表明:风洞试验中由于结构表面分布的工字钢及表面粗糙度的处理,雷诺数效应对表面风压分布影响并不明显,但对表面绕流场分离区的风压值有一定影响.结构的均方根升力、阻力系数在频域表现为宽带谱;采用基于雷诺平均的RNG k-ε湍流模型能较准确地模拟表面平均风压分布,其计算结果同样可为结构抗风设计提供参考;在不同量级雷诺数下数值模拟得到的平均风压分布能反映出雷诺数效应的影响.     

高升力下二维构型阻力准确测量研究

翼型风洞试验阻力测量常使用尾迹流场测量积分求取阻力的方法,但各积分公式均建立在一定的假设基础上,有一定适用范围.在多段翼型流场N-S方程数值模拟和风洞试验的基础上,研究高升力情况下低速风洞阻力精确测量技术.通过N-S方程数值模拟求解多段翼型绕流场,分析尾迹流场的特点和常规风洞试验阻力计算公式推导时所作假设,提出新的更为准确的型阻计算公式;利用多段翼型绕流的数值模拟结果,积分表面压力和摩擦力求得翼型的气动特性,并利用计算得到的尾迹流场信息按照常规和新提出的风洞试验型阻计算公式计算阻力,将三者进行比较,检验提出的新型阻计算公式的准确性;通过风洞试验检验数值模拟得到的流场特点和新型阻计算公式.研究表明:在高升力条件下,传统型阻计算公式有很大的局限性,必须进行改进;提出的考虑尾迹区流动特点的新型阻计算公式能够得到更准确的阻力值.     

矩形渡槽槽体结构绕流流场数值模拟研究

基于二维非定常不可压缩雷诺平均N-S方程,采用RNG(renormalization group)k-ε两方程湍流模型,对矩形渡槽在空槽和满槽情况下的二维绕流特性进行了分析.计算网格为四边形结构网格,采用有限体积法对微分方程进行离散,应用SIMPLE算法解决压强-速度耦合关系.引入空腔流动研究成果对空槽和满槽风载体形系数基本相同的原因进行了理论分析,揭示了空槽时槽体内复杂的旋涡流动结构.     

机身减速板流动特性研究

现役高机动战斗机普遍采用机身减速板来减小飞行速度和转弯半径并提高机动能力.采用物面测压及空间流场测量相结合的实验方法,在机身减速板开度60°,机身迎角O°~70°条件下,研究了机身减速板铰链力矩随迎角的变化规律,分析了减速板迎风侧和背风侧的流动结构.研究结果表明:减速板铰链力矩按迎角可分为3个区域:常值区(α=0°~16°),减速板铰链力矩基本不变,因为减速板迎风侧正压力逐渐减小,而背风侧负压力逐渐增加,两种相反的变化趋势相互抵消.非线性增长区(α=16°~32°),减速板铰链力矩显著增加,因为减速板铰链力矩主要贡献区为背风侧,该迎角区内减速板背风侧存在一对不断增强的旋涡,背风侧负压力显著增加.在非线性衰减区(α=32°~70°),减速板铰链力矩在迎角32°~36°范围内急剧减小,因为在迎角36°减速板背风侧旋涡流动变为速度较低的再附流动;减速板铰链力矩在迎角36°~44°范围内逐渐增加,因为该迎角区作用于减速板迎风侧的机身涡不断增强,导致减速板迎风侧正压力显著增加;减速板铰链力矩在迎角44°~70°范围内逐渐减小,因为该迎角区作用于减速板迎风侧的机身涡不断减弱直至破裂,导致减速板迎风侧正压力逐渐减小.     

二阶矩-EBU模型用于两相反应流场的数值模拟

采用RNG k-ε紊流模型模拟紊流粘性,二阶矩-EBU紊流燃烧模型计算燃烧速率,六通量热辐射模型考虑辐射传热对两相反应流场的影响,在任意曲线坐标系下对航空发动机环形燃烧室三维两相反应流场进行数值研究。气相流场采用P ISO算法求解,液相采用颗粒轨道模型,并用PS IC考虑气液两相的耦合影响。对两种燃烧室的流场进行计算的结果与实验数据对比,表明该计算方法可靠,可为燃烧室性能的改善提供有用依据。     

模型燃烧室湍流亚网格尺度模型

分别采用Smagorinsky-Lilly和k方程亚网格尺度模型,在任意曲线坐标系下对模型燃烧室湍流流场进行大涡模拟.分别用QUICK和二阶隐式差分格式离散控制方程及其时间项,并用SIMPLE算法进行求解.计算结果与PIV测量数据比较表明:大涡模拟方法能较好模拟旋流器后面回流区的瞬态变化,两种亚网格尺度模型都能较好模拟湍流流动,但k方程亚网格尺度模型稍优于Smagorinsky-Lilly亚网格尺度模型,因此采用k方程亚网格模型更适用于大涡模拟实际燃烧室复杂湍流流场.     

湍流扩散火焰的流场计算

本文采用修正的k-ε湍流模型以及实验测得的初始条件,计算了冷态和湍流扩散火焰的流场。结果令人满意。     

基于LBM-LES方法前缘多孔翼型流场的数值分析

前缘多孔翼型能够有效降低翼型的气动噪音,但是其对流场特性的影响还需进一步的研究。采用基于Lattice Boltzmann Method(LBM)与Large Eddy Simulation(LES)结合的LBM-LES方法对雷诺数为Re=3.5×10~6下的标准GAW-1翼型与前缘多孔GAW-1翼型进行了数值模拟,分析并比较了不同迎角下的流场结构。其中,粒子速度模型采用D2Q9模型,LES采用动态Smagorinsky亚格子模型对湍流进行模拟。数值分析结果表明:LBM-LES方法可以准确地捕捉非定常高雷诺数下湍流流场的流动分离特征,且数值结果可以很好的与实验值吻合;其中,在迎角低于4°的情况下前缘多孔介质对翼型气动特性影响较小,随迎角的增大其对气动特性的影响增大。     

三维高超声速底部喷流干扰流场数值模拟与试验研究

通过数值模拟和风洞试验两种手段对来流马赫数M∞=4、喷流压比Pj/P∞=156.8、不同迎角下的三维高超声速底部喷流干扰流场进行了研究.研究结果表明超声速底部喷流干扰流场结构复杂,有、无喷流时底部流场有很大不同,对气动力系数影响显著;在大喷流压比情况下,喷流干扰使导弹纵向气动力系数下降、压心前移.最后,对数值模拟与风洞试验在结果上的差异进行了分析.     

地效翼风洞试验支架干扰数值分析

对地效翼移动地面风洞试验研究中的支架干扰进行了数值模拟和分析。分别对独立地效翼,带支架的地效翼及独立支架进行了数值模拟,计算采用可实现的κ-ε模型,通过求解定常不可压N-S方程,得出地效翼及支架周围流场分布情况。对几组计算结果比较分析了支架和地效翼的空气动力及由于干扰引起的空气动力,发现支架与地效翼之间的相互干扰随着地效翼迎角的增大而增强,如果忽略流动干扰造成的空气动力变化,地效翼升力误差很小,但阻力误差相对较大。同时对有干扰下和没有干扰下的流场进行了对比,分析了支架对翼尖涡流动及绕机翼流动的干扰。翼尖涡在地效翼翼尖附近的发展在0.5犮范围内基本不受支架的干扰;除支架对流场产生干扰外,移动带区域以外的固定地面附近粘性流动也对绕地效翼流动有一定的影响。本研究分析了风洞试验结果的可靠性,为地效翼风洞试验优化设计和地面效应风洞试验研究提供了参考。     

跨声速翼型风洞开孔壁的简化模型数值模拟

以开孔壁翼型风洞为研究对象，构建简化的仿真模型，模拟开风洞孔壁附近及小孔内的流动，研究开孔壁对风洞试验的影响。研究了开孔壁流动的主要特征参数并建立多孔板模型，为进一步建立数值风洞模型及研究洞壁干扰提供参考。通过简化的孔壁模型，研究了开闭比等特征参数对风洞流场和翼型绕流的影响。构建了二维简化孔壁模型和多孔介质孔壁模型，并验证了以多孔板模型模拟孔壁风洞流场的可行性。本文建立了一种研究跨声速孔壁风洞的孔壁效应的数值方法，为跨声速孔壁风洞流场的模拟研究提供参考，为进一步构建可靠的风洞孔壁数值模拟数学模型提供一种研究思路。     

跨声速翼型风洞开孔壁的简化模型数值模拟

以开孔壁翼型风洞为研究对象,构建简化的仿真模型,模拟开风洞孔壁附近及小孔内的流动,研究开孔壁对风洞试验的影响。研究了开孔壁流动的主要特征参数并建立多孔板模型,为进一步建立数值风洞模型及研究洞壁干扰提供参考。通过简化的孔壁模型,研究了开闭比等特征参数对风洞流场和翼型绕流的影响。构建了二维简化孔壁模型和多孔介质孔壁模型,并验证了以多孔板模型模拟孔壁风洞流场的可行性。本文建立了一种研究跨声速孔壁风洞的孔壁效应的数值方法,为跨声速孔壁风洞流场的模拟研究提供参考,为进一步构建可靠的风洞孔壁数值模拟数学模型提供一种研究思路。