反映流动曲率影响的非线性湍流模式

本文从一般曲线坐标系下的雷诺应力模式出发，在雷诺应力模式向代数应力模式简化过程中，保留工率项对雷诺应力输运的影响，得到了曲率修正的代数应力模式和非线性κ-ε模式。并且该模式对一典型曲率流动－－U型管道内的湍流流动进行了数值模拟与分析。计算结果显示,率修正的代数应力模式较好地模拟出了凸曲率地雷诺剪切应力的阻滞作用和凹曲率对剪切应力的增强作用，捕捉到了曲率流动的主要特征，是对雷诺应力模式的一个合理而有效的简化。     

用非线性涡粘性模式计算三维湍流边界层

针对非线性涡粘性模式在求解三维湍流边界层流动时的不足，本文从压力－变形率关联项中的快速项出发，考虑流动非均匀影响，在显式代数应力模式的雷诺应力表达式中引入了反映雷诺应力“松驰”效应的速度二阶导数项，构造了一个新的非线性涡粘性模式。通过对典型算例－翼体角隔流动的计算结果表明，新模式能较好地再现出三维湍流边界层内雷诺切应力方向的发展滞后于速度梯度方向发展这一流动特性。     

湍流应力模式对计算有分离三维边界层的效果研究

为计算有分离三维边界层的特性，探索适用的应力模式，对无限展长的后掠翼（Ｘ＝３５°），选择了几种湍流应力模式进行计算，并对结果作了分析，所采用应力模式有代数模式，它包括常用的Ｃｅｂｅｃｉ－Ｓｍｉｔｈ（Ｃ－Ｓ）模式，Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ（Ｂ－Ｌ）模式、修正外区粘性系统的Ｃ－Ｓ模式修正形式以及北京航空航天大学近年研究的修正由压强梯度和湍能非平衡引起影响的模式，所采用的还有考虑壁面效应的低Ｒｅ数Ｋ－     

埋入式进气道流场数值计算与实验研究

应用有限体积法对埋入式弯曲进气道内外流场进行了数值计算。用ＴＴＭ法生成贴体网格;用ｋ－ε模型模拟复杂湍流流动。计算结果表明,前方气流一部分被吸入管道,另一部分沿机体表面流向下游。管道入口背风侧存在一个分离区,管道内部气流畸变严重。计算结果和实验数据吻合较好。     

气固两相流k-ε-kp-εp双流体模型及应用

以流体ｋ－ε双方程模型为基础，提出了一种包括颗粒湍动能输运方程和耗散率方程的ｋ－ε－ｋｐ－εｐ两相湍流模型。并对两个垂直上升管道内气固两相湍流进行了数值计算，计算结果和已有实验结果吻合得很好。     

旋流燃烧室内多组分气体湍流混合的数值模拟

为合理地描述旋流条件下组分质量的湍流输运,将考虑湍流-旋流相互作用的新代数质量流通量模型与新代数Reynolds应力模型结合,构成了新代数应力/质量流通量模型。应用该模型对旋流燃烧室内两股不同组分射流的相互作用与湍流混合进行了数值模拟,得到了与实验相符合的气体轴向与切向速度、轴向与切向脉动速度均方根值和氦气浓度分布。模拟结果与k-ε模型的结果进行了对比。     

扇环形截面弯曲管道内的粘性流动

本文利用涡量－流函数法系统地研究了扇环形截面弯曲管道内的二次流动，计算结果表明了采用控制体积积分法对涡量－流函数方程进行离散来求解弯曲管道内粘性流动问题是成功的，这样可以避免对压力项的处理；对所得结果的分析揭示了该二次流动不仅受雷诺数和曲率影响，而且扇形中心角、内外径之比对该流动的影响也是显著的。     

应用于翼型绕流的线性/非线性湍流模式的研究

本文选取了四个线性湍流模式、四个非线性涡粘性湍流模式和一个显式代数应力模式对绕翼型的不可压缩分离流动进行了数值模拟.因计算鲁棒性的需要,其中部分模式在壁面附近耦合了一方程模式.通过与实验结果的比较,对翼型在大攻角情况下流动产生分离的气动特性进行了评估.计算结果表明,非线性模式能够较好地反映湍流的各向异性和曲率影响.     

显式代数雷诺应力模型在超声速/高超声速流场计算中的应用

为了提高显式代数雷诺应力模型在高超声速流场中的计算精度,以修正后的CG k-ε模型作为湍流时间尺度决定方程,将Wallin和Johansson显式代数雷诺应力模型(WJ2000模型)应用于超声速/高超声速流场数值计算,并与线性湍流模型的计算结果进行了对比分析。结果表明WJ2000模型对高超声速压缩拐角附近壁面压力和热流分布的预测要优于线性湍流模型,同时网格依赖性明显低于后者;对CG k-ε湍流时间尺度决定方程所做修正不影响WJ2000模型对超声速流场的预测结果,但使其对高超声速流场的预测精度明显提高。     

两相湍流的非线性k-ε-kp模型

由两相湍流的代数应力模型，提出一种两相湍流的非线性k-ε-kp模型，可以合理地模拟各向异性较强的旋流，浮力流等两相流动，具备二阶矩模型的优点，又比二阶矩模型简单。文中推导出气相、颗粒相的雷诺应力和两相脉动速度关联的非线性应力应变关系式。这些代数式和两相各自的湍动能k，kp以及两相脉动关联湍动能kpg的方程联立，就构成非线性k-ε-kp模型。本文将该模型用于模拟突扩湍流两相流动，给出两相时均速度场及雷诺应力各分量，并且将模拟结果和PDPA实验数据以及二阶矩模型的模拟结果对照。结果表明，该模型预报各向异性两相湍流的能力和二阶矩模型的能力接近，但是计算量比二阶矩模型的小得多。     

多点喷射模型燃烧室性能CFD分析

采用Fluent的雷诺应力模型、非预混燃烧和非预混平衡化学反应PDF模型、压力-旋流雾化喷嘴模型、P1辐射模型,对多点喷射模型燃烧室的燃烧性能进行了计算。分析了不同余气系数的影响及旋流器下游各截面的温度分布,结果表明,数值计算能够模拟大部分流场结构,余气系数对回流区几乎没有影响,但对主燃区的峰值温度位置有明显作用;对NOx分布规律进行了研究,结果表明,NO的分布与温度分布类似,高温区对应高NO质量分数区;随着流动向下游发展,NO分布趋于均匀。     

雷诺应力模型在三维湍流流场计算中的应用

从雷诺应力模型出发,通过求解雷诺平均N-S方程组获得三维湍流流场的数值解。计算中比较了多种湍流模式,并进行了相应的流场计算。本文完成了两个典型算例。从算例1的计算结果与实验值比较中发现:采用雷诺应力模型(RSM)计算的三维流场比采用k-ε模型更贴近实验值;算例2采用了RSM模型及三维非结构网格,对一典型内流问题进行了三维流场计算。算例的数值实践表明:采用雷诺应力模型可以有效的计算各向异性的湍流流场;另外,发展非结构网格有助于模拟壁面附近的流动,并节省计算机内存。      

大涵道比发动机涡轮过渡段气动改型设计

大涵道比发动机的发展对涡轮过渡段设计提出了更高的要求。依据涡轮过渡段设计流程的5个步骤对某大涵道比发动机过渡段进行气动设计,并且对原型进行3维校核分析。总结过渡段内流动的特点,在原型的基础上进行改型设计。结果表明:通过控制流向面积分布规律能够确定过渡段沿流向的压力分布,选择合理的流向面积分布规律形式、改变过渡段流道型线的曲率能够改善当地的局部流动,获得更好的设计。改型设计消除了原型设计中存在的流动分离,并且减小了二次流损失,增大了过渡段的总压恢复系数。     

燃油喷嘴内部流动和油膜破碎的数值模拟

本文采用VOF法对某航空发动机离心式喷嘴主油路的两相流进行模拟,得到了不同流量时喷嘴内部压力分布、速度分布及喷雾半锥角等参数;采用realizable k—ε模型和雷诺应力模型进行了模拟;将实验数据、经验公式和模拟得到的数据进行对比分析,模拟结果比较理想;捕获了喷嘴下游油膜的初级破碎。     

AUSM+方法在黏性内流模拟中的应用

简要阐述了三维雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程求解程序中使用的对流迎风分裂格式改进形式(AUSM+)以及Spalart-Allmaras(S-A)一方程湍流模型,然后对Sajben收缩扩散通道内跨声速流动和高速透平静叶排内部流动进行了数值模拟,并将数值结果与实验结果进行了比较,结果表明自主开发的三维R...     

多旋流器阵列LDI燃烧室流场的数值模拟

采用雷诺应力模型（RSM）对于同旋向多旋流器阵列LDI燃烧室流场进行了数值模拟。计算结果表明,九个旋流器产生的回流区迅速变形衰减,在远离旋流器阵列的下游,形成了一个大的总体旋流。流场中存在的多个回流区及强湍流表明该燃烧室有潜力实现良好的燃烧性能。通过将RSM的模拟结果与激光多普勒测速仪（LDV）测量值进行比较发现,RSM准确描述了绝大部分流动特性,较好地求解了回流区和高速度梯度问题。     

双涵道S形弯管气动性能的数值研究

环型双涵道S形弯管是涡轮风扇发动机中连接风扇和高压压气机的重要部件。采用有限容积法对双涵道S形弯管在不同进气条件下的流场进行了数值研究。计算过程中使用两种不同的湍流模型：标准k-ε模型和雷诺应力模型。通过对比可以发现两种湍流模型的计算结果有着明显的差别,尤其是在存在较强剪切应力的区域。此外,还对不同的进气条件（环形管流和均匀来流）对S弯管流场的影响进行了分析。可以看出,不同进气条件中附面层速度剖面的不同能够影响S弯管中轴向速度的分布与发展。     

切向流条件下短舱单/双自由度声衬实验

使用声学流管实验台对一件双自由度（DDOF）声衬和一件单自由度（SDOF）声衬的声学特性进行对比测试。在最大0.26Ma切向流速和管道的截止频率之下，采用直接提取法SFM测得声衬的无量纲声阻抗，同时使用双传声器分解驻波法计算声衬安装段管道的传声损失（TL）和吸声系数等，基于声能量理论的传声损失可直观地展示两件被测声衬的吸声性能差异。结果表明在流管声学实验台上，相较于单自由度声衬，双自由度声衬能够有效拓宽声衬的吸声频带，同时共振频率处的传声损失不如单自由度声衬，切向流也会明显改变声衬的共振频率、弱化吸声能力。基于声能量的传声损失和吸声系数也为无等效阻抗的非均匀结构声衬提供了一种声学性能评估方法。     

两种雷诺应力湍流模式的比较及其在涡流计算中的应用

本文将要讨论的两种雷诺应力湍流模式为:(1)雷诺应力代数模式;(2)雷诺应力输运模式。这两种模式分别应用于弱强涡射流的计算中,其结果表明,代数模式并不能很好地近似输运模式,特别是在一些重要的流场区域,如对称轴附近,前者给出非真实的物理结果。本文将探讨代数模式的这一缺陷,同时提出一新的输运模式。     

定几何混压式轴对称超声速进气道气动特性数值仿真和实验验证

 针对一种Ma4一级定几何混压式超声速轴对称进气道进行了数值仿真研究，并和风洞实验结果进行对照，验证了本文所采用计算方法的可靠性。利用CFD方法获得了进气道激波系分布、内通道流场分布和沿程静压分布并对Ma4下稳定亚临界状态进行了分析。研究结果表明：（1）超临界状态下，随着进气道出口反压的提高，结尾激波系向喉道方向移动，结尾激波损失减小，总压恢复系数提高；（2）攻角的增加对进气道的迎风侧和背风侧影响增大，结尾激波系由对称分布向一边倾斜的趋势增大，背风侧的承受反压能力下降，总压恢复系数随着下降；（3）随着来流马赫数的增加，激波损失加大，总压恢复系数随之下降，同时由于激波角变小，激波也越靠近外唇罩，溢流减小，流量系数增大，在激波贴口后流量系数基本保持不变；（4）通道内的静压分布曲线清晰的反映了内通道沿程激波系情况；（5）在大于贴口Ma数工作时，结尾激波系被推出唇口的情况下，由于滑流层作用出现一个类似外压缩式的气动通道从而存在稳定的亚临界状态。