旋转对三维边界层的影响研究

总结了目前已知的一些旋转的基本现象。在对三维旋转不可压边界层方程进行认真地分析的基础上,详细、深入地讨论了旋转产生的离心惯性力、哥氏惯性力以及法向压力梯度不为零(?p/?x2≠ 0 )对三维边界层计算结果的影响,得到了一些具有一定参考价值的结论。      

离散气膜孔下游边界层的实验研究

“Ｘ”型热线测量了离散气膜孔下游边界层内的湍流量,将热线探头绕轴转三个角方位以感受三维湍流场信息。结果表明,边界层内湍动能分布呈反“Ｓ”形,吹风比和孔排数对参数分布有重要影响,这种影响在很长距离上不消失,所以,常用的ｋ－ε模型不经修正不能正确预计这类边界层的发展。     

进口为均匀剪切流的二元亚音扩压器

本文在主流为均匀流的二元亚音扩压器流动计算方法的基础上,发展了一种进口为均匀剪切流的二元亚音扩压器流动特性计算方法。为验证本方法,计算了三种实例,并和试验测定结果进行了比较,二者符合情况良好。     

使用GAO-YONG方程组对不可压转捩/湍流平板边界层的计算

与以往的湍流模型不同的是GAO-YONG不可压湍流控制方程组不需要任何经验系数及壁面函数。本文运用SIMPLE方法QUICK格式求解GAO-YONG方程组,对二维零压力梯度下平板转捩/湍流边界层进行了数值模拟。结果表明,方程不仅对于边界层流动的各项细节(如表面摩擦系数C_f,对数律,亏损律等)能作出良好的预测,成功地解决了以往一般模型不能同时计算近壁区和远壁区的难题,而且能够预报层流-湍流转捩过程。本文还对机械能方程如何影响边界层近壁区特性进行了数值研究。      

Prediction of Boundary Layer Transition Based on Modeling of Laminar Fluctuations Using RANS Approach

This article presents a linear eddy-viscosity turbulence model for predicting bypass and natural transition in boundary layers by using Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) equations. The model includes three transport equations, separately, to compute laminar kinetic energy, turbulent kinetic energy, and dissipation rate in a flow field. It needs neither correlations of intermittency factors nor knowledge of the transition onset. Two transition tests are carried out: flat plate boundary layer under zero ...     

Numerical study of compression corner flowfield using Gao-Yong turbulence model

A numerical simulation of shock wave turbulent boundary layer interaction induced by a 24° compression corner based on Gao-Yong compressible turbulence model was presented.The convection terms and the diffusion terms were calculated using the second-order AUSM (advection upstream splitting method) scheme and the second-order central difference scheme,respectively.The Runge-Kutta time marching method was employed to solve the governing equations for steady state solutions.Significant flow separation-region which indicates highly non-isotropic turbulence structure has been found in the present work due to intensity interaction under the 24° compression corner.Comparisons between the calculated results and experimental data have been carried out,including surface pressure distribution,boundary-layer static pressure profiles and mean velocity profiles.The numerical results agree well with the experimental values,which indicate Gao-Yong compressible turbulence model is suitable for the prediction of shock wave turbulent boundary layer interaction in two-dimensional compression corner flows.      

二维可压粘性叶栅流场计算的预测修正迭代多重网格法

 本文中提出了一种解可压N-S方程的快速数值法。它由预测步,修正步,迭代步以及多重网格法构成。叶栅出口采用了一种使数值解收敛性进一步加快的技术,我们称之为定常无反射边界条件技术。本文应用了k-ε双方程紊流模型。 对若干叶栅在-13°～8°的攻角范围内进行了数值试验,并与对应的物理实验结果进行了比较。结果是满意的。     

径向开槽药柱发动机内流场数值模拟

采用时间相关的显示ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ预估－校正两步格式和可压缩全Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程，计算了轴对称径向开槽药柱发动机内流场。计算中采用了贴体坐标系统和Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ代数湍流模型。边界参数计算采用参考平面上的特征线法和物理边界条件。通过大量算例的分析表明，方法有效，计算结果合理。当有集中质量加入时，燃烧室头部压强升高，喷射强度和开槽口的倾斜方向对头部压强也有较大的影响。     

三维跨声速流粘性—无粘相互作用问题的分析和计算

本文对跨声速粘性-无粘相互作用问题进行了分析,论证了如何选择湍流边界层反模式的输入量。在FL027多重网格基础上作了局部加密。计算例子表明,本文建议的半逆方法适用于弱激波情形,可用于实际设计之中。     

S弯管中可压三元紊流控制方程和数值计算

本文通过对瞬态N-S方程的质量加权平均处理,对不可压缩流的k-ε两方程紊流模型做了可压缩性的修正。用有限差分法进行了数值计算。计算结果与实验数据吻合很好,这预示着数值方法可能会发展成为研究S弯管中高亚音速三元流动的一种手段。     

翼型风洞侧壁干扰的数值模拟研究

运用Navier-Stokes数值模拟对翼型模拟试验对风洞侧壁干扰进行模拟，将简单代数湍流模型扩展用于机翼／风洞侧壁结合区流动，分析了风洞实验侧壁干扰问题的形成机理和影响翼型实验侧壁干扰的各种因素，如翼型展长、风洞侧壁边界层厚度及侧壁边界层抽吸等，对实验结果的影响，得出了一些有用的结论。计算格式空间采用中心有限体积离散，时间采用多步Runge-Kutta时间步长格式进行积分。计算结果证明了该方法的可行性和优越性。     

弯曲进气道三维边界层预测

本文研究了弯曲进气道内三维可压缩湍流边界层的预测方法。采用非正交曲线坐标系中三维边界层积分方程,并引入掺混系数微分方程,用滞后掺混法求解,数值方法为预估-校正法,用三次样条函数解决了离散数据的插值、求导的精度问题。所编程序可在微机上运行。实例计算清楚地揭示了弯曲进气道内强横向流动对边界层发展的影响,计算所得的进气道总压恢复系数与实验值的误差为1～2％。     

基于雷诺平均Navier-Stokes方程的表面传热系数计算

采用有限体积法数值求解控制二维绕流的雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程组,计算了光滑和粗糙NACA0012翼型以及圆柱表面的局部表面传热系数.分析了近壁面网格间距、湍流模式和表面粗糙度模型对数值计算结果的影响.结果表明:切应力输运(SST)湍流模型能够区分层流和湍流边界层的对流传热特性,并能预测转捩的发生;采用Spalart-Allmaras(S-A) 扩展模型能够计算粗糙壁面的对流传热系数,但采用忽略转捩函数的S-A模型不能有效计算层流边界层的传热系数.当近壁面网格间距接近10-5量级的黏性子层时,在光滑和粗糙壁面都能得到准确的传热系数分布.结合合适的近壁面网格间距,湍流模式和表面粗糙度模型可以得到与实验数据十分接近的表面传热系数曲线.通过与求解不可压缩RANS方程得到的结果比较后发现,不可压缩RANS方程主要忽略了压缩和黏性耗散效应,这种效应可以通过绝热升温项的形式并入总体热分析.      

隔板截面造型对超声速膨胀器流场及性能的影响

采用三维雷诺平均N-S方程和标准k-ε湍流模型,在设计工况下对3种隔板截面形状的超声速膨胀器的三维流道流场进行了数值研究.结果表明:矩形截面形状的超声速膨胀器近吸力面区域气流速度大,斜激波之后流动损失低,等熵绝热效率较高;正梯形截面形状的超声速膨胀器出口平均绝对马赫数、静压比以及膨胀比大,综合性能相对最优;角区附面层分离、回流形成的低速气流团以及斜激波所导致高速气流的增压过程是出口流动损失的主要来源;优化隔板沿径向的结构,超声速膨胀器的综合性能有望进一步提高.      

三维不可压缩层流、转捩、湍流边界层的数值计算

本文提出了一种计算三维不可压缩边界层的数值解法,其中包括对层流边界层的微分法,对湍流边界层的积分法以及利用Orr-Sommerfeld方程计算转捩的数值解,当扰动振幅达到e~(13.5)时发生转捩。 按照上述方法,本文计算了ONERA M6后掠角为30°的机翼,计算结果分别和Cebeci和Cousteix的结果作了对比,二者吻合较好。     

三维机翼可压缩层湍流边界层计算

 从三维时间相依可压缩边界层动量积分方程和平均流动能积分方程出发,将二维可压缩层、湍流边界层积分方程算法推广到求解有限翼展后掠机翼的边界层流动。利用四步Runge-Kutta时间步进方案数值求解积分方程组,并利用当地时间步长加速迭代收敛。文中分析了数值方法的稳定性与收敛性,并考查了横向耗散项对计算结果的影响。算例表明,能获得令人满意的三维机翼定常可压缩层、湍流边界层的计算结果。     

运用GAO-YONG湍流模型对扩压器内跨声速流动的数值模拟

运用GAO-YONG可压缩湍流方程组,采用同位网格SIMPLE算法,对扩压器跨声速流动中的二维激波/湍流边界层干扰现象进行了数值模拟。将计算得到的流场的时均参数与实验值进行比较,数值模拟结果在激波强度、壁面压力分布以及分离点和再附点位置等方面,与实验值吻合较好,表明GAO-YONG可压缩湍流方程组能够比较准确的模拟较强激波/湍流边界层干扰流动,从而进一步为GAO-YONG湍流模型的正确性及其在可压缩流场模拟方面的适用性提供了佐证。     

可压缩紊流分离边界层的计算

本文介绍了一种求解二维可压缩紊流分离边界层的正反积分方法。该方法以边界层动量积分方程和平均流动能积分方程作为基本方程,采用适用于贴附和分离紊流的Swafford速度型解析式,对比计算了四种代数涡流粘性模型对沿流向各点的耗散积分及诸边界层特征参数的影响。计算结果和存在激波边界层较强干扰的跨音速翼型边界层的测量数据吻合。该方法可扩展用于计算翼型的尾迹特性。     

氢气超音速燃烧非定常过程数值模拟

用有限差分法求解二维Ｎ－Ｓ方程和组分守恒方程，使用代数涡粘性湍流模型，两步化学反应模型和ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ时间分裂法，模拟超音速气流中横喷氢气自动着火及火焰传播过程，清晰地描述了喷氢、火焰传播到主流、稳定燃烧过程中，温度、压力、速度和油气当量比的变化。计算结果表明，高温附面层和喷嘴前回流区能促使氢气自动着火，进口气流的静温是火焰向主流传播的重要影响因素。计算还证明了喷嘴后氢与空气两股流呈现平行流动，其间存在着强烈的湍流交换和化学反应边界层，超音速燃烧效率则主要取决于两股气流的混合速率。     

具有无源控制空腔时正激波/湍流附面层干扰的数值模拟

采用雷诺平均N-S方程和B/L代数湍流模型计算了具有无源控制空腔时正激波/湍流附面层干扰流场。计算与实验结果的比较表明,本文方法可较准确地预测激波结构、激波与附面层干扰区流动基本特征及波后流动分离状态、激波位置、波前马赫数等参数。