基于湍流输运特性对S-A模型在压气机角区流动模拟中的改进研究

在非设计工况下,压气机叶栅角区的三维分离加剧,流场内的湍流处于较强的非平衡状态,因此必须对于非平衡状态的湍流的输运过程给出准确的预估.基于不同工况下压气机内角区分离流动的湍流输运过程的分析,提出了一种修正Spalart-Allmaras(S-A)模型中模拟湍流黏性生成和耗散关系的改进方法,经过数值研究发现改进的S-A模型对于静子角区分离的模拟更接近物理实际,从而提高了对非设计工况的预估能力.      

基于改进SST模型的分离流动数值模拟

对SST湍流模型进行了改进,并通过对典型分离流动进行数值模拟,来检验和提高模型预测分离流动的能力.基于亚声速分离流动,提出了提高雷诺应力的模拟精度和分离流修正的改进方法,并进行了对比研究得出结论;在亚声速分离流动分析结论基础上,采用了可压缩性修正方法,开展了跨声速、超声速和高超声速激波/边界层干扰分离流动的数值模拟研究.结果表明:提高雷诺应力的模拟精度和采用分离流修正明显地提高了SST湍流模型对分离流动的模拟能力;适当地可压缩性修正对超声速和高超声速分离流动的计算精度有改善作用.     

引入压力梯度的针对角区分离流动的Spalart-Allmaras模型的改进

针对Spalart-Allmaras（S-A）模型在角区分离计算中的问题,将无量纲的压力梯度引入其涡黏性输运方程的生成项,得到了改进的S-A模型.通过对两套含角区分离的低速压气机叶栅进行验证计算发现:与实验结果相比,原始S-A模型所得的分离区偏大,分离区内壁面压力偏低;而改进模型得到了与实验一致的分离区尺寸以及吸力面、压力面压力系数分布等结果.针对S-A模型涡黏性生成项和耗散项的分析表明:引入的无量纲压力梯度有效的识别了角区分离,在分离区内改变了涡黏性的生成、耗散关系,增大了涡黏性,从而缩小了计算所得分离区,同时在主流区保留了原始S-A模型的计算结果,进而带来了良好的改进效果.      

高雷诺数下的翼型绕流LBM数值模拟

采用格子Boltzmann方法(LBM)的二维9速度(D2Q9)模型和贴体网格,通过引入非均匀网格插值方法和非平衡态外推边界处理,分别结合Baldwin-Lomax(B-L)湍流模型和Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型,对高雷诺数Re≥5×105下的NACA0012翼型绕流进行了数值模拟和对比研究,两者的结果与CFL3D的结果和实验结果均吻合的很好,相比之下,采用S-A模型能更好地预测失速迎角,其处理分离流动的能力要强于B-L模型。改进后的LBM适用于非均匀贴体网格,曲边边界,计算简单,并可应用于更复杂的高雷诺数流动中。     

两种紊流模型在通流计算中的应用研究

为验证紊流模型在基于周向平均Navier-Stokes方程的通流计算中的适用性，本文给出了周向平均形式的Spalart-Allmaras紊流模型，并选择Baldwin-Lomax模型作为对比。通过两个经典简单算例以及两个典型叶轮机械算例对采用了上述两种紊流模型的通流模型进行验证与对比。两个经典简单算例结果表明，上述两种紊流模型在无叶片的通流模型中均能够准确预测附面层发展，捕获激波，预测分离流动。两个典型叶轮机械算例结果表明两种紊流模型对轴流式叶轮机械的子午流面气动布局以及总体气动性能具备一定的的预测能力。在单转子算例中，S-A模型的计算结果略优于B-L模型的计算结果；在双级高压涡轮算例中两种紊流模型对总体性能参数以及气流角的计算结果相差不大，且S-A模型计算的马赫数比B-L模型的偏小。     

S弯扩压器中四种湍流模型的比较

采用Realizableκ-ε,S-A(Spalart-Allmaras),SST(Shear stress transport剪切应力输运),RSM(Reynolds stress equation model雷诺应力模型)四种湍流模型对S弯扩压器内的分离流动进行了模拟,分析了不同湍流模型对计算结果的影响.将不同轴向位置的表面压力系数、分离区的大小、马赫数等三个量的实验值与计算值进行了比较,结果表明:分离区湍流模型对表面压力分布影响较大,未分离区不同湍流模型模拟精度相当;S-A模型对分离区的模拟较保守,RSM模型对分离的模拟精度较高,SST与RSM模拟结果很接近;各湍流模型计算的高速区域均比实验值大.扩压器的平均总压恢复系数受湍流模型影响不大,和实验结果吻合较好.      

多段翼型大迎角分离流动的DELAYED RANS/LES混合算法

多段翼型的大迎角绕流发生大范围附面层分离,具有明显的三维与非定常流动特性。RANS/LES混合算法继承了LES对流动分离区大尺度漩涡准确模拟的优点,避免了纯LES算法需求网格量巨大与亚格子模型壁面函数不成熟等问题,对分离流动的模拟效果优于RANS算法。以S-A湍流模型与Smagorinsky亚格子模型为基础,借鉴DDES的附面层延迟控制思想,构造了可用于对接网格、重叠网格的DELAYED RANS/LES混合算法。研究了GA（W）-1多段翼型的大迎角分离流动及其气动特性。     

再入飞行器迎风面边界层转捩的数值预估

基于求解三维Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程,首先数值预估了高超声速三维流动的边界层特性;采用已有的高超声速三维边界层转捩准则,即在转捩位置Ｒｅθ／Ｍｅ＝常数,以及通过修正由ＯＮＥＲＡ提出的代数转捩模型,建立了预估三维边界层转捩的半经验数值技术并应用于三维Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程的求解。利用ＨＡＬＩＳ模型及相关的实验数据,首次进行了在Ｍ∞＝６时不同雷诺数及迎角的验证试验。预估结果表明：在不考虑     

基于低矮建筑物实测数据的改进湍流物理模型

要准确模拟低矮建筑物壁面上分离涡位置的平均风压比较困难,这些区域在绕钝体流动中也是很关键的部位.本文在Spalart-Allamaras湍流物理模型的基础上,根据钝体绕流流场特性,结合低矮建筑物上的实测数据,调试并选取合适的参数,提高涡粘预测的准确性,提出了改进的S-A湍流物理模型.通过对6m立方体和Silsoe低矮建筑模型进行稳态数值模拟,由改进S-A湍流模型得到的屋面、背风和侧风面上平均风压结果,比目前公认的模拟钝体绕流效果较好的SST湍流模型有较大改善,比风洞实验更接近实测结果.由此可以看出,本文改进湍流模型的方法,将是一条提高预测建筑物表面平均风压精度很有效的途径.     

超音速绕凹角流动激波与紊流附面层干扰数值解

本文对超音速绕凹角激波与紊流附面层干扰流动进行了计算。计算采用Ce-beei-Keller Box方法;紊流模型用代数涡粘性模型;压强分布用流过尖劈统一的高超音速与超音速公式;对激波与紊流附面层干扰进行迭代修正。计算较好地预估了壁面压强分布以及压强开始升高点位置。     

基于S-A湍流模型和间歇因子输运方程的转捩流数值模拟

考虑到γ-Re_θt转捩模型中间隙因子输运方程并不依赖于具体的湍流模型,因而提出了耦合S-A湍流模型和间歇因子输运方程的转捩流模拟方法.其主要思想是构造与间歇因子相关的两个耦合函数,分别作用到S-A模型的生成项和耗散项用以控制湍流的产生与发展,从而实现层流到湍流的数值转捩.结果表明:该方法中模型方程具有完全当地性的特点,易于实施,可直接用以求解三维转捩流动.4个典型算例表明该方法模拟结果与γ-Re_θt模型准确度相当,但少求解了两个输运方程,计算耗时减少了15%.      

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。     

提高Spalart-Allmaras湍流模型对分离模拟能力的研究

为了提高Spalart-Allmaras湍流模型对分离的模拟能力,提出了两种改进方法.第一种是根据模型特点而提出的提高对雷诺正应力的模拟精度,第二种是基于湍流特性的理论分析而提出的对模型生成与耗散的关系进行修正.研究结果表明:第一种方法,由于没有明显提高对雷诺正应力的模拟精度,从而并没有提高模型对分离流动的模拟能力;第二种方法,由于改进了模型对强非平衡湍流的模拟能力,从而明显地提高了模型对分离流动的模拟精度.      

轴对称矢量喷管内流特性的不同湍流模型计算

利用二阶迎风格式，在采用三种不同湍流模型分别对轴对称矢量喷管三维内流场进行对比计算后，S-A-方程模型成为文中数值模拟中最有效的湍流模型，并将此模型计算的结果与模型试验结果进行了分析比较。研究结果表明，在矢量状态下，计算结果和试验结果相比，气动矢量角的相对误差不大于6％，流量系数的相对误差不大于l％，推力系数的相对误差不大于l％，所开发的计算方法可用于轴对称矢量喷管的工程设计。     

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.