超声速大迎角分离流中三种湍流模型的比较研究

通过对雷诺平均N-S方程的数值求解,模拟了细长旋成体在超声速大迎角下的流场,比较了S-A,SST和EASM三种湍流模型。不同轴向位置的物面周向压力分布和实验结果的对比结果表明:湍流模型对物面压力分布影响较大。横截面流态分析表明,空间主体涡结构受湍流模型影响不大,靠近壁面的二次分离涡的模拟精度和湍流模型密切相关。弹体积分气动力受湍流模型影响不大,和实验结果相当吻合。     

二维超声速横侧喷流湍流数值模拟

采用AUSM -up格式模拟了二维超声速横侧喷流干扰流场.比较了SA、SST和EASM湍流模型对分离流动的模拟精度.通过调节喷流出口压力,研究了喷流参数对分离区大小、物面压力分布以及喷流喷射高度的影响.同实验对比发现:SST和EASM湍流模型在低压力比下能够比较准确模拟分离区,但是在高压力比下,湍流模型对分离区的模拟精度较差.     

改进S-A湍流模型对横向射流的CFD模拟

通过在Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型中加入应变率张量，来改善模型对横向射流(JICF)的计算精度。模拟了速度比分别为0.5和1.5工况下的横向射流。经实验值验证，结果表明:改进后的S-A模型预测精度有所提升；并对湍流模型改进部分对横向射流的作用机制做出了分析。将改进后S-A模型的计算结果与k-ε模型，雷诺应力模型(RSM)和大涡模拟(LES)的结果进行比较，发现S-A模型在速度比为0.5时精度最高，而在速度比为1.5工况下没有明显优势；并对这一现象做出了合理分析。      

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.     

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.      

几种常用格式和湍流模型在高速流动中的适用性研究

针对高超声速飞行器中存在的强激波、激波/边界层干扰、分离、湍流等复杂流动现象,对比分析了当前计算流体力学中的主要空间离散格式及湍流模型,发现不同格式对强激波的分辨率基本相同,Roe和LDE(low diffusion E-CUSP(convective upwind split pressure))格式对摩擦因数和传热系数的模拟优于其他格式;S-A(Spalart-Allmaras)一方程湍流模型计算的摩擦因数比k-ωSST(shear stress transport)两方程湍流模型高10%左右,而后者预测的分离区约为前者的2倍,且分离点靠前.     

某带分流叶片的亚声速离心压气机叶轮CFD结果确认及分析

为了研究数值模拟结果的准确性,使用计算流体动力学(CFD)软件Numeca,采用Spalart-Allmaras(S-A)模型和shear stress transport(SST)模型对某压比为1.5的亚声速离心压气机叶轮的性能进行了计算,并将4个不同截面上的速度分布等计算结果和实验数据进行了对比.结果表明:S-A模型和SST模型的计算结果几乎完全相同,误差小于1%;整体性能的模拟计算结果和实验值吻合较好,在设计工况点,误差在2%以内,在非设计工况点,误差也小于6%;不同截面上速度分布的计算结果和实验值相差较大,在轮毂附近,最大误差在20%左右,在轮缘附近,部分截面最大误差高于100%,不能真实反映轮缘附近的流动情况.      

某涡轮导向叶片换热实验与计算

针对某涡轮导向叶片,实验测量了光滑叶片表面的压力系数和速比系数,并使用瞬态液晶测量技术获得了叶片全表面传热系数分布.分别使用shear stress transport（SST）,k-ω,k-ε和renormalization group（RNG）k-ε四种湍流模型模拟了相同结构尺寸的叶栅通道内的流动与换热,并与实验结果进行对比.结果表明:压力面压力系数沿弧长方向逐渐下降,吸力面上压力系数先快速下降达到最小值后缓慢上升（出现逆压梯度）.叶栅通道和叶片表面附近气流流动结构的复杂性导致叶片表面传热系数分布较为复杂.4种湍流模型对压力系数和速比系数的计算结果相互差别不大,计算数据也比较接近实验值.关于叶片表面传热系数,SST模型计算结果分布规律与实验接近,而其他3种湍流模型都没有能模拟出吸力面边界层分离对换热的影响.      

Hyshot超燃冲压发动机的CFD数值模拟

以Hyshot超燃冲压发动机试验为研究对象,分别对冷流和燃烧工况进行了CFD数值模拟.冷流模拟计算得到的壁面压力与试验结果吻合良好,且数值计算压力分布对采用的湍流流动模型不敏感;但是采用不同的湍流流动模型计算的湍流参数(湍动能和耗散率)差别很大,会对氢气燃料与气流的掺混产生重要影响,进而影响燃烧模拟结果.采用SST(shear stress transport)k-ω湍流流动模型和EDM(eddy dissipation model)湍流燃烧模型得到的模拟结果与试验结果基本吻合,但是计算压力峰值略靠后.对8个不同氢气燃料喷射角度的工况进行数值模拟结果表明喷射角度为99°和114°时燃料和空气混合最好、燃烧效率可达到最高.     

涡轮叶栅流动和传热耦合计算

通过求解三维雷诺平均N-S(Navier-Stokes)方程和带转捩模型的二方程SST(Shear stresstransport)湍流模型,完成了带简单冷却的MARKⅡ涡轮导向叶栅流动和传热耦合计算.计算结果与试验数据的对比表明,发展的带转捩模型的数值方法明显地提高了叶栅温度和外换热系数的计算精度.同时研究发现,湍流模型对叶栅表面压力分布影响很小,而对叶栅表面温度和外换热系数影响很大;在其它边界条件相同的情况下进口湍流度对壁面压力几乎无影响,但对叶栅温度和外换热系数影响较大.      

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。     

两种湍流模型及其可压缩修正在高超压缩拐角中的评估(英文)

采用在高阶精度差分格式对SA湍流模型和SST湍流模型及相应的可压缩修正模型在高超拐角流中进行了评估。可压缩修正方式考虑了密度梯度、压力膨胀和湍流马赫数等方法。为了减小数值误差与模型误差之间的混淆,控制方程的对流项采用了5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5),粘性项采用了一种半结点/结点交错的4阶中心格式。通过对马赫数为9.22的15度拐角和34度拐角湍流的模拟,考察了原始湍流模型及其修正模型的效果。计算表明:原始SST模型对高超拐角湍流的预测比原始SA模型准确,这种准确主要体现在对分离区预测、再附点附近压力和热流峰值预测上。通过混合采用Catris和Shur等的方法对 SA模型进行可压缩修正可以大大改进模拟效果。在SST模型的可压缩修正方法中,Catris的修正方法最好;考虑压力膨胀修正后得到的分离区远远偏大,比本原始SST模型更差;考虑湍流马赫数的修正方法得到的分离区偏小。本文还给了部分低阶格式的计算结果,高阶格式与低阶格式相比,对分离区大小、再附点附近的压力和热流峰值等的预测准度有所改进。     

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。     

湍流模型对压气机数值模拟精度的影响

开发了一个求解叶轮机全三维黏性流场的程序,采用了目前叶轮机数值模拟中常用的且模拟性能较好的三种湍流模型:k-ε模型,k-ω模型,Spalart-Allmaras(S-A)模型,计算了跨声压气机NASA(National Aeronautics and Space Administration) Rotor 37的流场,并与实验进行了性能参数、三维流场和角区流动的对比分析.考察在相同的数值计算平台上进行比较这几个湍流模型对压气机的数值模拟性能的影响.最终结果表明:对于具有强剪切、存在分离流的复杂的叶轮机三维流场来说,k-ω模型数值模拟精度更高,相比其他两个模型具有一定的优势.      

A study on turbulence transportation and modification of Spalart–Allmaras model for shock-wave/turbulent boundary layer interaction flow

It is of great significance to improve the accuracy of turbulence models in shock-wave/ boundary layer interaction flow. The relationship between the pressure gradient, as well as the shear layer, and the development of turbulent kinetic energy in impinging shock-wave/turbulent boundary layer interaction flow at Mach 2.25 is analyzed based on the data of direct numerical simulation(DNS). It is found that the turbulent kinetic energy is amplified by strong shear in the separation zone and the adverse pressure gradient near the separation point. The pressure gradient was non-dimensionalised with local density, velocity, and viscosity. Spalart–Allmaras(S–A) model is modified by introducing the non-dimensional pressure gradient into the production term of the eddy viscosity transportation equation. Simulation results show that the production and dissipation of eddy viscosity are strongly enhanced by the modification of S–A model. Compared with DNS and experimental data, the wall pressure and the wall skin friction coefficient as well as the velocity profile of the modified S–A model are obviously improved. Thus it can be concluded that the modification of S–A model with the pressure gradient can improve the predictive accuracy for simulating the shock-wave/turbulent boundary layer interaction.     

一种滤波SST方法在翼型深失速模拟中的应用

 为了提高原始剪切应力输运(SST)湍流模型对于分离流动的求解精度,将大涡模拟(LES)中的滤波因子和SST方程相结合构造出一种滤波SST方法,利用湍流尺度对流场求解区域进行划分,近壁面附近的稳态流动由湍流模型控制,远壁面采用LES方法进行模拟。与传统混合RANS/LES方法相比,该方法的特点是:滤波因子的选取不再依赖于网格尺度,可以有效地降低网格诱导分离现象发生的概率。采用该方法对NACA0021翼型深失速特性进行了仿真研究,对比了非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方法和SST-DES方法,从仿真结果可以看出滤波SST方法有效地激活了分离区域的脉动,充分展现了分离的三维特性;同时算例求解结果证明该方法的精度高于URANS方法,与试验结果吻合较好,显示其具有一定的工程应用价值。     

Numerical study of corner separation in a linear compressor cascade using various turbulence models

Three-dimensional corner separation is a common phenomenon that significantly affects compressor performance.Turbulence model is still a weakness for RANS method on predicting corner separation flow accurately.In the present study,numerical study of corner separation in a linear highly loaded prescribed velocity distribution(PVD) compressor cascade has been investigated using seven frequently used turbulence models.The seven turbulence models include Spalart–Allmaras model,standard k–e model,realizable k–e model,standard k–x model,shear stress transport k–x model,v~2–f model and Reynolds stress model.The results of these turbulence models have been compared and analyzed in detail with available experimental data.It is found the standard k–e model,realizable k–e model,v~2–f model and Reynolds stress model can provide reasonable results for predicting three dimensional corner separation in the compressor cascade.The Spalart–Allmaras model,standard k–x model and shear stress transport k–x model overestimate corner separation region at incidence of 0°.The turbulence characteristics are discussed and turbulence anisotropy is observed to be stronger in the corner separating region.