转捩模式与转捩准则预测高超声速边界层流动

对原始的k-ω-γ转捩模式和"层流+转捩准则"模型进行了改进,在2种方法中分别增加了横流模态时间尺度和横流转捩准则用于预测横流失稳诱导转捩。通过对网格预处理可并行计算获得边界层外缘信息以及边界层内横流速度。采用不同雷诺数条件下的0°攻角尖锥以及HIFiRE-5外形对2种方法预测高超声速边界层转捩的性能进行了比较分析。研究结果表明,2种方法均能正确反映高超声速边界层转捩起始位置和转捩区长度随雷诺数的变化趋势,但不能捕捉转捩区热流峰值;"层流+转捩准则"模型计算得到的传热系数在全湍流区较k-ω-γ转捩模式偏高。对于同时存在流向不稳定和横流不稳定的HIFiRE-5外形,改进的k-ω-γ转捩模式和改进的"层流+转捩准则"模型相比于原始的模型均能更加准确地预测中心线两侧横流失稳诱导形成的转捩;对于中心线附近因速度剖面拐点引起的边界层转捩,"层流+转捩准则"模型由于与边界层厚度相关,预测得到的转捩位置较试验结果靠前,k-ω-γ转捩模式与试验结果吻合很好。     

带有压力梯度的平板边界层转捩数值模拟

对零压力梯度和带有压力梯度的平板边界层转捩实验T3A,T3C1和T3C2进行了数值模拟,计算结果与实验值吻合的较好,并得出以下的结论:压力梯度的存在对转捩起始的位置有较大的影响;M-L转捩模型能比较准确地预测转捩的发生和发展过程,但M-L一方程转捩模型因为要根据经验选取转捩起始动量厚度雷诺数,所以在通用性上相对M-L二方程转捩模型要弱;使用M-L转捩模型计算过程中,根据湍流的性质选取进口粘性比有助于正确地预测转捩的发展过程.      

应用一个新的具有转捩敏感性两方程低雷诺数湍流模型预测转捩流动

本文基于Launder-Sharma(LS)低雷诺数的 两方程湍流模型发展了一种新的具有转捩敏感性的低雷诺数湍流模型。针对LS模型的可实现性(realizability)问题和前缘滞止点湍动能预测过大的不足,新模型进行了改进。新模型只使用当地物理量,不需要求解壁面距离、Y+和边界层积分参数。新模型能够适用于广泛的流动,且容易应用到通用的CFD程序中。对具有详细数据的零压力梯度平板转捩边界层T3A实验的模拟结果显示,新模型能够预测转捩流动,并能对自由湍流变化给出合理的响应。 关键词：航空、航天推进系统;转捩模型;转捩流动;数值模拟     

用转捩模型预测转捩及确定最佳粗糙带高度

采用SST k-ω二方程湍流模型,附加γ-Reθ转捩模型对不同迎角下的NACA0012翼型绕流进行了转捩预测,计算预测的转捩位置与实验结果符合较好,说明γ-Reθ转捩模型对转捩位置具有较好的预测能力。进一步用模型对带有粗糙带的翼型进行转捩预测,获得了不同雷诺数下刚好激发转捩又不引起过大局部压力扰动和附加阻力的最低粗糙带高度,对固定转捩风洞实验有指导意义。     

应用改进的低雷诺数湍流模型预测转捩流动

基于Launder-Sharma(LS)低雷诺数k-ε两方程湍流模型发展了一种改进的具有转捩敏感性的低雷诺数湍流模型.针对LS模型的可实现性(realizability)问题和前缘滞止点湍动能预测过大的不足,模型进行了改进.改进模型只使用当地物理量,不需要求解壁面距离、y+和边界层积分参数.改进模型能够适用于广泛的流动,且容易应用到通用的计算流体动力学(CFD)程序中.对具有详细数据的零压力梯度平板转捩边界层T3A实验的模拟结果显示,改进模型能够预测转捩流动,并能对自由湍流变化给出合理的响应.      

基于Gamma-Theta模型的固定转捩数值模拟研究

采用γ-~Reθt转捩模型,对NACA0012翼型的固定转捩进行数值模拟,计算了不同雷诺数下刚好激发转捩又不引起过大局部压力扰动和附加阻力的最低粗糙带高度,说明了γ-~Reθt模型模拟固定转捩的能力。通过计算低雷诺数下固定转捩来模拟高雷诺数下自然转捩,计算结果表明固定转捩可以较好地模拟自然转捩。这两种计算结果对风洞试验都有重要的指导意义。     

翼型几何模型对边界层转捩预测精度的影响

对飞行器表面的边界层转捩现象进行准确地预测,是设计高性能层流翼型的关键。基于边界层数值模拟和现代CFD技术的特点,选取与SSTk-ω湍流模型相耦合的γ-Reθt转捩模型,对不同类型的翼型边界层转捩进行预测。结果表明:在转捩计算过程中出现的摩阻曲线震荡,是由翼型表面计算网格不光顺所引起的;提高翼型几何模型光顺程度能够在不同程度上提高翼型气动特性的计算精度,并能得到更加准确的转捩预测结果。     

基于IDDES框架的γ-Reθ转捩模型

针对高超声速流动的γ-Re_θ转捩模型在模拟强制转捩时存在捕获边界层内扰动不足的缺点，将RANS（Reynolds Averaged Navier-Stokes）框架改为IDDES（Improved Delayed Detached Eddy Simulation）框架，既能像基于RANS框架的转捩模型一样模拟复杂构型的自然转捩，又能发挥IDDES能够捕获更多脉动信息的优点，较为准确地模拟粗糙颗粒诱导强制转捩。通过对一系列简单构型的自然转捩及来流马赫数为6条件下平板上单个粗糙颗粒诱导强制转捩的模拟表明，模型既能体现γ-Re_θ转捩模型的优点，在自然转捩模拟中具有较强的鲁棒性，能够反映雷诺数等因素对转捩位置的影响规律；也能体现IDDES方法的优点，能够捕捉粗糙颗粒诱导的扰动及涡结构，从而较为准确地刻画出强制转捩的整个流程。     

声激发控制边界层转捩实验研究

本文对声激发控制边界层转捩问题在低湍流风洞中进行了实验研究。展向一排九只小发声器装在表面带小孔的平板模型内。用液晶膜技术显示边界层状态,根据表面热膜信号确定强迫边界层转捩所需输入发声器的最小功率(转捩阈值)。实验结果表明:边界层转捩位置可以用内声激发扰动控制。能迫使层流边界层转捩的声扰动频率范围远比模型试验的Tollmien-Schlichting波频率范围宽。转捩阈值出现最小值的有利输入频率与发声器本身的频率特性有关。应用低脉冲比的声扰动对控制边界层转捩更为有效。多发声器之间的相互干扰对转捩阈值的影响大多数情况下是有利的,然而实验中也发现有声扰动相互抵消的不利情况。     

Gamma-Theta转捩模型在绕翼型流动问题中的应用

在非结构RANS求解器上实现了完全基于流场当地变量和转捩经验关系式的γ-Reθ转捩模型,并利用该模型对S809和NLF0416两种翼型在中等迎角以及大迎角下的低湍流度绕流问题进行了计算.计算结果表明该模型可以准确地预测自然转捩、分离泡转捩和再层流化等各种转捩现象,中等迎角下预测的转捩发生位置和升阻力系数与实验吻合较好,大迎角下该模型也捕捉到了前缘分离泡.同时计算结果也表明该模型预测结果受物面流向网格密度和对流项数值离散格式影响较大,计算时须加以注意.     

高超声速流动中噪声与湍流度的关系

在不可压缩流动中，湍流度对流动失稳与转捩的影响机制有很多研究成果，已发展了一些依据其大小预测流动转捩的模型应用于工程设计。但在高速可压缩流动中，湍流度很难测量，给该速域的流动转捩预测建模带来困难。近年来的研究表明，高速流场（马赫数≥3）中的噪声是影响流动转捩提前与推迟，甚至决定转捩途径的关键因素。但流场噪声与湍流度对流场的激励机制有没有内在联系，或流场噪声与湍流度理论上是否存在相互关联，迄今仍缺少理论分析结果。由于可压缩流场中噪声的测量相对容易，因此探讨流场噪声与湍流度之间的定量关系具有重要的理论意义和实用价值。讨论了Euler系统中各类双曲波特性，重点分析了流场声波中脉动压力与脉动速度的本质联系，从理论上得到了声压级与声致湍流度的关系。同时，为了对影响湍流度的因素有更全面的认识，导出了非声扰动与非声致湍流度的关系。为建立高速流动转捩预测模型和探讨天地一致性问题，奠定了一定的研究基础。     

单腔内冷涡轮的气热耦合数值仿真

将所开发的HIT-3D气热耦合求解器应用于某低压涡轮的数值仿真中,对该涡轮设计简单的内冷结构,比较了不同湍流、转捩模型对叶片温度场预测的影响,初步验证了所开发的耦合求解器的应用能力.由于目前涡轮的冷却结构复杂,数值计算量比较大,为此发展了一种气热耦合与工程设计相结合的方法,以该涡轮为算例初步验证了该方法,并初步模拟了粗...     

烧蚀外形转捩流动的数值模拟

本文采用雷诺平均Navier-Stokes方程和修正Baldwin-Lomax代数湍流模型,以Roe二阶流通量差分分裂格式进行离散,数值模拟了典型烧蚀外形的高超声速流场,重点讨论了流动转捩的判定及其与复杂流态的关联.结果表明:数值模拟出的球钝锥外形转捩点位置与工程估算结果符合较好;对工程估算中存在困难的奶头状凹陷烧蚀外形,数值模拟也可给出符合流场结构的转捩点位置.     

模型的转捩流动计算分析简

 为了在黏性流动数值模拟中实现边界层转捩的自动预测,将γ-Re_θt转捩模型引入到三维非结构混合网格的雷诺平均Navier-Stokes方程求解程序（HUNS3D）。该转捩模型由两个依赖当地变量定义的关于间歇因子和当地化转捩起始动量厚度雷诺数的输运方程组成,其数值求解算法与流场求解程序中湍流模型的求解方法相同。为了考察和验证HUNS3D程序中γ-Re_θt转捩模型对航空工程中的常见附面层自由转捩问题的预测精度,对低速平板流动、Aerospatial-A翼型、NLR 7301超临界翼型和NASA Trap wing 高升力构型等典型外形的自由转捩流动进行了计算,并将计算结果与相关试验结果进行了对比分析。算例结果表明：γ-Re_θt转捩模型对于转捩位置具有很好的敏感性,能比较准确地预测自然转捩和分离转捩,可以有效提高HUNS3D程序对实际流动的模拟能力和预测精度。     

考虑转捩的跨声速气冷涡轮叶片气热耦合计算

为了研究转捩对气热耦合计算的影响,在B-L代数模型与SST(shear stress transport)k-ω二方程模型的基础上,增加了两类基于间歇因子的转捩模型:代数AGS(Abu-Gharmam Shaw)模型与一方程间歇因子输运方程.选取NASA-MARKⅡ跨声速叶片为算例,分别采用全湍流模型与加入转捩的模型进行气热耦合计算.数值计算结果与试验对比表明由于能够预测附面层中的转捩过程,采用转捩模型的耦合计算得到的结果与试验吻合最好,由于在叶片壁面附近的网格较粗,采用间歇因子输运方程的转捩模型计算的结果要逊于采用代数转捩模型的结果.      

间断Galerkin方法计算叶型转捩流动

使用间断Galerkin方法研究叶型转捩流动,进行了大涡模拟(LES)和转捩模型的求解,对T106低压透平和Zierke-Deutsch压气机叶栅内的流动进行了计算.通过T106低压透平的计算对LES和转捩模型进行了比较,结果表明两种方法得到的压力分布和分离泡位置均与实验值吻合良好.LES得到的分离泡的轴向位置为0.145~0.165m,转捩模型得到的分离泡的轴向位置为0.150~0.156m.LES可以再现复杂的瞬时流动细节,对于深入研究流动机理很有意义,而转捩模型尽管无法获得足够的流动细节,但是也能预测边界层的分离和转捩现象,并且结果与LES时均结果相差不大,对于工程应用很有价值.使用转捩模型计算Zierke-Deutsch压气机叶栅内的流动也获得了与实验值符合的结果.      

红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术研究

发展红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术,旨在解决特殊气动布局外形及金属材料模型转捩位置测量问题。通过在模型表面产生热壁面、现场测试模型表面发射率、使用遮蔽板、在金属模型表面喷涂隔热氟碳漆等措施,解决了环境条件、发射率、辐射传递干扰、金属模型材料特性等阻碍红外成像技术应用的关键问题;通过数值计算及试验测试得到模型热壁面与环境温差在20℃范围内,热壁面背景温度对转捩位置基本没有影响,解决了热壁面对转捩位置影响问题;通过试验原理、试验方法、关键参数测试、转捩判据、准度考核等研究工作,构建了红外成像非接触转捩测量低速风洞试验技术;通过引导试验考核了试验系统。结果表明：该技术实用可靠,值得推广。     

连续短线段空间圆弧转接与插补

针对连续短线段高速加工控制需求,研究了利用空间圆弧转接实现高速插补的方法。建立了圆弧转接数学模型,研究了转接的几何约束和运动约束、转接参数计算、空间圆弧插补等相关理论与算法,并详细分析了算法的使用范围、效率制约因素和计算量等工程实现相关问题。仿真和加工实验表明:该转接算法能显著提高加工效率,减小振动,改善工件表面质量。作为空间圆弧转接算法基础的空间圆弧插补算法对空间任意平面内圆弧插补具有实用价值。本文所有算法已经在自主研发的数控平台上进行了验证,应用效果良好。     

后掠机翼人工转捩最佳粗糙带高度数值预测

介绍了基于当地变量的γ-Re_θ转捩模型,并将该模型应用到后掠机翼的转捩预测和人工转捩最佳粗糙带高度以及人工转捩技术能够模拟的大气飞行雷诺数的确定中。为检验γ-Re_θ转捩模型对后掠机翼转捩的预测能力,对ONERA M6机翼和DLR-F4标模机翼进行了边界层转捩预测,采用结构化网格和有限体积法求解雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程,得到了机翼表面的摩擦阻力系数分布,从而可以得到相应的转捩位置,预测得到的转捩位置与试验结果比较吻合,说明该模型对后掠机翼转捩预测是可信的。最后在DLR-F4标模机翼上表面固定了粗糙带,通过相同的方法得到了转捩位置,从而确定了马赫数为0.785、雷诺数为3.0×10⁶时最佳粗糙带高度为0.11 mm;通过不断增大雷诺数使自由转捩位置不断向前缘移动,验证了人工转捩对大气飞行雷诺数的模拟能力。结果表明,在最佳粗糙带高度为0.11 mm下,可以实现对大气飞行高雷诺数的模拟。