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SST-DDES模型在大分离流动问题中的应用 总被引:3,自引:2,他引:1
采用基于SST k-ω湍流模型耦合延迟脱体涡模拟技术(Delayed detached-eddy simulation,DDES)的SSTDDES模型,数值求解Navier-Stokes方程。并针对低速流动问题,发展了基于隐式双时间步方法的低速预处理技术,用于数值模拟低速、高雷诺数湍流大分离流动问题。数值模拟了低速大迎角三角翼绕流及大迎角6∶1椭球绕流,观察到与物理现象相一致的旋涡特征,且得到的定量数值结果与实验数据相吻合。 相似文献
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给出了可压缩性及曲率修正两方程湍流模型,用它对跨音速三维喷管管内激波/湍流附面层干扰流场进行了数值模拟;给出了不同纵向截面上的激波结构、等马赫线图和四周固壁上的摩擦力线谱。将计算所得的摩擦力线谱、激波结构与实验结果进行了比较。分析了横截面上的流动结构,计算与实验吻合较好,进一步证实可压缩性及曲率修正两方程湍流模型能够较好地模拟激波/湍流附面层干扰流场,满足工程设计和分析要求。 相似文献
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超声速流中激波/湍流附面层干扰数值模拟 总被引:6,自引:1,他引:6
采用修正的B/L湍流模型以及多块结构化网格求解了二维N-S方程。分别对超声速流和高超声速流中的激波/湍流附面层干扰进行了数值研究。本文首先研究了进口马赫数为2.96的超声速流。计算结果准确预测了入射斜激波在平直壁面引起湍流附面层分离的流动特征:分离点的反射激波、分离包引起的膨胀扇以及再附点的反射激波。计算的壁面压力分布与实验值吻合较好,计算的分离区长度与实验值比较有一定误差。本文还对进口马赫数为9.22的高超声速流中压缩角引起的激波/湍流附面层干扰进行了数值研究。计算结果与实验结果吻合较好。 相似文献
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对双层壁扩压器与波瓣喷管组合的三股气流的引射混合进行了流场温度场的数值计算。计算域划分为各子域 ,通过求解拉普拉斯方程 ,分别生成三维贴体曲线坐标网格 ,边界网格加密且波瓣处正交 ,各子域组合成整个网格。为避免因波瓣造成的网格强烈的非正交而引起解的发散 ,本文采用了同位网格 SIMPLEC计算方法和Chen-Kim修正的 k-ε湍流模型。固体区域采用大粘性解决流固耦合 ,还结合了线性欠松弛和拟瞬态欠松弛。结果证明 :双层壁间有外界冷气流被引射进入 ,形成壁面的冷却气流 ,相对单层壁扩压器 ,双层壁扩压器的壁面温度明显降低。对于小扩压角 ( 0~ 5°) ,随着扩压角的增大 ,壁面平均温度降低 ;但当扩压角较大时 ( 5~ 1 0°) ,壁面平均温度则增加 相似文献
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传统的汽车风洞设计一般参考现有风洞的设计经验和沿用工程估算方法。扩散段是汽车风洞的主要部件之一,它的设计经验和估算方法通常基于均匀来流。笔者采用v2f湍流模型研究两种非均匀来流工况下,不同扩散角对扩散段流动的影响。模型风洞扩散段出口速度分布的数值模拟结果与试验结果的一致性表明:使用v2f湍流模型能够真实反映扩散段流动特性。与均匀来流相比,非均匀来流大幅度增加扩散段总压损失因数,约增加420%。壁面摩擦损失和流动分离损失的相互作用使风洞扩散段在某一扩散角下存在最小总压损失因数,且扩散段进口速度不均匀度越大,最优扩散角越大。 相似文献
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本文对有逆压力梯度下的自由流湍流度对湍流边界层特性的影响做了较为仔细的测量,做了边界层内平均速度分布、壁面摩擦系数、压力梯度、边界层内三个方向脉动速度以及脉动总压的测量。试验结果指出:自由流湍流度的增加可大大削弱逆压力梯度对湍流边界层的不利影响,可使边界层速度分布饱满,尾迹强度减弱,从而延迟边界层分离。试验还首次得出自由流湍流度的增加可使边界层内的速度脉动和压力脉动分布均匀以及流动趋于稳定,因而可同时改善扩压器出口的静、动态特性。 相似文献
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对锥形燃烧室的冷态流场进行了数值模拟,采用Thompson的非正交贴你坐标系统,用坐标变换的方法处理锥形燃烧室曲线壁面边界,用SIMPLE算法求解连续方程和N-S方程。亲流模型采用工程上常用的k-ε模型。还运用贴体坐标系统数值研究了不同旋流数和不同进口紊流动能对湍流旋流流动的影响,并与实验结果相比较获得较满意的结果,对新型燃烧室的设计提供了理论依据。 相似文献
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180°矩形弯管流场的LDV测量 总被引:1,自引:0,他引:1
采用激光多普勒测速仪(简称LDV)对180°矩形弯管内流场进行了测量,得到时均速度、湍流强度等数据。除靠近内壁r*=0.1位置,弯管纵截面上的切向速度沿轴向基本不变,但靠近弯管上下壁面的切向速度逐渐减小直至为零。在弯管的主流区域,0°~60°之间的纵截面上,内侧切向速度增大,外侧切向速度减小;60°~180°之间的纵截面上,内侧切向速度减小,外侧切向速度增大。在整个弯管段内,内侧切向速度总是大于外侧的切向速度。由于受到边界层分离和二次流的影响,90°~180°纵截面上r*=0.1位置的切向速度产生明显的变化。轴向速度值远小于切向速度值,并且沿轴向变化不大。轴向速度的正、负之分,说明了二次流的存在,并且二次流的旋转中心从外壁向内壁移动。切向和轴向湍流强度的数量级一样,基本在0.1Vi左右。切向湍流度在150°~180°纵截面r*=0.1位置的变化很大;但是轴向湍流强度分布比较平稳,其值沿轴向和径向变化不大。 相似文献
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对锥形燃烧室的冷态流场进行了数值模拟,采用Thompson的非正交贴体坐标系统,用坐标变换的方法处理锥形燃烧室内线壁面边界,用SIMPLE算法求解连续方程和N-S方程。紊流模型采用工程上常用的k-ε模型。还运用贴坐标系统数值研究了不同旋流数和不同进口紊流动能对湍流旋流流动的影响,并与实验结果相比较获得较满意的结果,对新型燃烧室的设计提出了理论依据。 相似文献
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本文根据管内沸腾汽液两相流动沿程“流型”不断变化的特点,提出用移动式电导探针对沿全流程的“流型”进行测量,实验结果证明这种方法是可行的,且与计算结果相当吻合。并整理得出环状流起始点计算的经验公式。此方法可用于其他管内汽液两相流动的“流型”测量。 相似文献
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求解网络最小流问题的图单纯形算法 总被引:8,自引:2,他引:6
宁宣熙 《南京航空航天大学学报》1997,29(5):477-482
堵塞是以人为主体的运输网络在随机流动情况下经常发生的一种现象。所谓网络最小流是指一个运输网络发生最严重堵塞情况下的最大流量,它是设计运输网络,特别是紧急疏散网络的一个重要参数。本文在网络堵塞流研究的基础上,根据网络最小流是饱和流的特点,从组合优化角度定义了网络最小流问题,并提出了求解网络最小流的图单纯形算法,文中详细介绍了实施这种图单纯形算法的基本理论和步骤,并用实例进行了说明。 相似文献
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本文给出了高驻室压力条件下的化学、振动、电离非平衡喷管一维流动的方程组(包括 V-D 耦合和电离激发效应)。为了克服高压条件下喉道前空间推进步长小的困难,采用了局部平衡等效(?)的计算方法。对两类典型风洞(小尺寸电弧风洞和大尺寸激波风洞)进行了数值计算,并对不同驻室压力、V-D 耦合、电子激发效应、不同化学模型进行了研究。计算表明,高驻室压力能够有效抑制喷管的非平衡流动。在 P_0=200MPa,T_0=8000K 条件下,喷管出口的 O_2、N_2组分浓度已接近于实际大气。 相似文献
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本文首先以美国阿波罗飞船和航天飞机气动特性的飞行试验结果与风洞试验结果存在差别为例,说明研究真实气体效应对发展高超声速飞行器的重要性。在分析平衡流和非平衡流中激波特性的基础上,根据典型的空天飞机上升段轨道,分析了空天飞机激波后的平衡组元分布和松弛距离。进而,讨论了真实气体效应对空天飞机气动特性的影响,其中介绍了近代研究真实气体效应的计算流体力学方法和试验技术,重点介绍了Park提出的确定化学反应速率系数的双温度模型。最后,对今后空天飞机真实气体效应的研究工作提出了建议。 相似文献
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本文介绍了用热线和热膜的整流效应方法,对圆柱体绕流分离区表面以及“死水区”的时间平均流动特性进行试验研究的结果。同时,用底层隔板对圆柱体表面流动方向进行了检测。 试验结果表明,在“死水区”内,存在着与低雷诺数情况下类似的流动结构。 最后,本文对尾流中涡街形成的机理作了初步讨论。 相似文献
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介绍适用于激波风洞的表面油流流动显示方法及其典型显示结果。实验表明应用油滴、油膜及其组合等方法在 6~ 8ms的实验时间内 ,能够清晰地显示三维突出物干扰引起的层流分离、转捩分离和湍流分离流及其尾迹流谱。 相似文献
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本文对前人提出的各种二维流动压缩性修正方法进行了大量分析、计算和比较,提出了多段翼型复杂混合流场的压缩性修正方法,把翼型绕流划分为外部流场和内部流场(翼段间缝隙)。外部流场采用Nrstrud方法进行修正,内部流场采用Lieblein方法修正,并对这两种修正方法进行了局部改进使其更加应用方便。本文翼型绕流压缩性修正方法的应用,使现有的多段翼型失速特性计算程序有了更为广泛的应用范围。 相似文献
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自行研制了用于油水两相流研究的PIV(粒子图像速度仪)实验系统。该实验平台主要用于研究近水平油井测量仪器内的油水两相管流。分别对水平油水两相流中的分层流和分散流的速度场进行了测量。油水两相流流动速度分布与单相流有着明显不同的特征。油水分层流情况下油相和水相之间存在比较显著的速度滑移。而在水包油分散流的情况下,由于油滴平均直径在径向上的不对称分布,以及小油滴具有更好的跟随性等原因,油滴的轴向速度也呈现不对称性。PIV技术在油水两相流研究中展示出良好的应用潜力。 相似文献