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相似文献
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1.
宋寅  奉凡  顾春伟 《航空动力学报》2013,28(5):1057-1065
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0.150~0,156 m.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.  相似文献   

2.
低雷诺数下,翼型表面易于出现的分离转捩现象会降低翼型的气动性能,采用数值计算方法探讨了固定转捩在改善低雷诺数下翼型气动性能中的应用。定常来流下,雷诺数为4×104时,在翼型E387上表面自由转捩位置之前的一定位置处使翼型固定转捩,计算结果表明分离区减小了,升力系数和升阻比明显提高。振荡来流下,雷诺数在8×104的50%范围内变化时,分别计算了NACA4412在0°迎角和E387在3°迎角时自由转捩及在60%弦长处固定转捩的升阻特性,结果显示自由转捩的翼型当雷诺数减小时,性能急剧恶化,而采用固定转捩的翼型受其影响要小得多,具有更加稳定的气动性能。  相似文献   

3.
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。  相似文献   

4.
基于γ-Re_(θt)转捩模型的低雷诺数翼型数值分析   总被引:2,自引:0,他引:2  
陈立立  郭正 《航空学报》2016,(4):1114-1126
通过综合运用Michel转捩判据和γ-Re_(θt)转捩模型的方法实现对低雷诺数翼型的气动分析。首先通过Michel转捩判据和层流分离位置分别估算转捩动量厚度雷诺数,然后分别用Langtry和Tomac提出的经验关系式计算转捩动量厚度雷诺数和转捩区长度,通过UDF(User-Defined Functions)将不同组的3个经验关联值写入Fluent软件对E387翼型(雷诺数为3×10~5)进行数值分析,并与试验值进行了对比。结果表明:基于Michel转捩判据比基于层流分离更能准确预测转捩位置,基于层流分离预测的转捩位置过于靠前,但是2种方法的气动力计算结果与试验值都比较吻合,Langtry和Tomac的经验关系式计算结果之间差别不大,Tomac方法能够计算出分离泡,且与Selig油流试验吻合较好。  相似文献   

5.
为准确预测翼型低雷诺数条件下出现的层流分离流动现象,发展了基于结构化拼接网格的大涡模拟方法。控制方程为Favre滤波Naver-Stokes方程,并选用多种亚格子模型。空间离散采用AUSM格式以及高阶WENO格式,时间推进采用显式方法和隐式方法。以SD7003翼型在雷诺数60 000及4°迎角下的层流分离流动为研究对象,对比分析了数值格式、亚格子模型、网格尺度对流场预测结果的影响。数值结果表明:划分的计算网格能够有效解析小尺度流动结构,基于隐式亚格子模型、采用AUSM格式和双时间步推进的大涡模拟方法能够准确预测流动分离、转捩、再附等复杂流动现象,计算得到的平均压强系数与雷诺应力分布与文献数据吻合较好。与转捩模式计算结果对比进一步表明:发展的大涡模拟方法能够准确预测翼型低雷诺数层流分离流动非定常演化过程,为下一步的研究工作建立了有效的数值模拟手段。  相似文献   

6.
使用GAO-YONG湍流方程组对翼型绕流的计算   总被引:1,自引:0,他引:1  
将GAO-YONG湍流方程组应用到翼型复杂绕流场的计算中,研究了机械能方程中Du/Dt项和各向异性湍流黏性系数分量中的实度系数Cs的影响,给出了控制Du/Dt项作用区域和选择实度系数Cs值的判别函数,对NACA4412翼型最大升力迎角下的低速绕流算例、AS240翼型8°迎角下的转捩算例、AS240翼型19°迎角下的分离流算例进行了模拟,与实验结果比较,得到了比较好的结果.结果表明GAO-YONG湍流方程组能够准确预测翼型前缘层流到湍流的转捩问题,翼型尾迹流动松弛问题和翼型大迎角分离流.  相似文献   

7.
为预测粗糙壁面诱导的流动转捩,对Langtry提出的γ-Reθ转捩模型增加粗糙壁面的比耗散率和涡黏性的边界条件,并对模型中的经验关联函数——转捩动量厚度雷诺数进行修正,引入等效沙粒表面粗糙度作为变量,使模型具有一定的预测粗糙壁面诱导的流动转捩的能力.对粗糙平板自然转捩算例和变压力梯度平板绕流算例进行数值模拟,计算结果与风洞实验数据符合的较好.主要结论如下:表面粗糙度一般会增加边界层内的传热系数和阻力系数,同时使层流到湍流的转捩位置提前;自然转捩的转捩位置受表面粗糙度影响较大,与光滑壁面相比,平板算例中0.15mm的表面粗糙度使转捩位置提前40%;分离诱导转捩的转捩位置受表面粗糙度影响较弱,随着表面粗糙度逐渐增加,转捩位置和分离泡位置略有后移,且分离泡强度逐渐减弱,分离泡之后的阻力系数增加.   相似文献   

8.
低雷诺数下翼型层流分离泡及吹吸气控制数值研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
在低雷诺数下Eppler387翼型表面会出现层流分离泡现象,因此本文使用Fluent求解器开展吹/吸气控制翼型表面层流分离泡的数值研究,主要探究了射流位置、射流角度、射流速度比三个控制参数对层流分离泡控制的影响规律.研究结果表明,采用与SSTκ-ω湍流模型耦合的γ~(Reθt)转捩模型可以准确预测层流分离泡的位置;吹/吸气可以有效抑制低雷诺数下层流分离泡的发展,明显提高低雷诺数下翼型升阻比.固定射流位置,较大吸气速度比和较小吹气速度比可分别获得较好的流动控制效果,且吸气控制比吹气控制对层流分离泡的抑制作用更加有效.  相似文献   

9.
翼型失速及其边界层发展是飞行器设计中的基础科学问题,而雷诺数变化对其影响很大。针对后缘失速翼型,采用Menter k-ω SST模型及耦合扰动放大因子输运方程的转捩模型,进行雷诺数变化对层流-湍流转捩边界层特性和失速特性的影响分析。结果表明:雷诺数增大时,对于转捩边界层,当地涡量雷诺数增大,转捩前移且分离泡减小,流动能量耗散减小,翼型整体表面剪切效应增强,动能更充沛,流动自持能力增强,压力分布可以维持较长距离的梯度抵抗分离能力增强;因此雷诺数增大使翼型失速迎角提高、升力系数增加。  相似文献   

10.
介绍了基于当地变量的γ-Reθ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-Reθ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0.11mm;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0.11mm下,可以实现对大气飞行高雷诺数的模拟。  相似文献   

11.
电弧加热流场的热环境特性直接影响热防护系统的地面试验数据,为研究电弧加热流场热环境特性对于边界层转捩的影响,采用红外线热图技术,在电弧加热流场中进行了边界层转捩对尖锥模型气动热的影响研究。试验模型分为8°钢制尖锥、5°非金属和金属尖锥,结合数值计算,对试验结果进行了分析。结果表明,采用红外热像仪判读表面温度的方法进行转捩的判断是一种可行的方法,马赫数影响的雷诺数转捩判别准则可以用于电弧加热流场计算的转捩雷诺数。  相似文献   

12.
γ-Reθt转捩模型的改进和验证   总被引:2,自引:1,他引:1  
乔磊  白俊强  华俊  徐晶磊  张扬 《航空动力学报》2015,30(10):2488-2497
针对γ-Reθt转捩模型应用在航空外流转捩模拟中存在的湍流区摩擦力系数二次异常跃升问题进行了研究和改进.研究发现前者的原因是边界层指示函数失效.通过以涡量与应变率的比值修正指示因子,改进了边界层范围的估计和转捩临界动量厚度雷诺数的求解,消除了湍流区摩擦力系数异常跃升现象.消除摩擦力系数异常跃升现象后,湍流区摩擦力系数偏小.为此,Langtry曾引入黏性底层指示函数进行修正,但这一修正的作用范围可能溢出边界层,扰乱间歇因子求解.为解决这一问题,构造了基于黏性比、间歇因子和边界层指示函数的限制因子.通过平板Aerospatiale A翼型和雷诺数为2.1×107的NACA 642A015有限翼展直机翼算例的验证,证明上述修正改善了γ-Reθt转捩模型对边界层和黏性底层范围的捕捉,提高了摩擦力系数分布预测的准确度.  相似文献   

13.
徐立功  姚久成  王奎 《航空学报》1993,14(5):241-246
 利用激波管实验原理和实验技术,在截面为94 ×94mm~2的激波管实验段中,测量了自由流单位Re数单一变化时壁面边界层转捩Re数的变化规律。为此研制了一种可直接显示边界层从层流向湍流过渡全过程的热电模拟网络。根据大量测量结果,并以自由流单位Re数为自变量,整理出预测平板边界层转捩Re数的经验公式。  相似文献   

14.
电弧加热流场的热环境特性直接影响热防护系统的地面试验数据,由于电弧加热器高温气流和参数波动的原因,直接测量湍流度非常困难。为研究电弧加热流场湍流度对于边界层转捩的影响,采用红外热图热像仪,在电弧加热流场中进行了5°尖锥模型边界层转捩研究。结合数值计算,将试验结果与常规风洞的尖锥边界层转捩结果进行了比较。结果表明:马赫数影响的雷诺数转捩判别准则可以用于计算电弧加热流场的转捩雷诺数;电弧加热流场的尖锥边界层转捩雷诺数显著小于常规风洞的转捩雷诺数,表明在该试验条件下,电弧加热流场的湍流度显著大于常规风洞。  相似文献   

15.
滑油射流冲击旋转壁面的流动换热数值模拟研究   总被引:1,自引:0,他引:1       下载免费PDF全文
为研究射流流速与发动机转速对轴承腔旋转壁面冷却效果的影响,采用数值模拟方法研究了滑油射流冲击旋转壁面的流动与换热特性,重点关注和分析了中高转速下射流雷诺数Rej和旋转雷诺数Reω对于滑油流动和壁面整体及局部传热的影响。为体现不同工况对壁面换热的影响,分别采用了壁面平均传热量、壁面努赛尔数、局部平均努塞尔数进行了综合换热分析。研究结果表明,随着射流流速增加,壁面附着油量增多,壁面平均传热量与局部换热分别增加约32%和40%;而随着壁面转速增加,壁面附着油量下降,壁面平均传热量减少约13%,局部换热增加约62%。  相似文献   

16.
为研究重型燃气轮机的压气机叶片在高雷诺数工况下的气动性能,基于Gamma-Theta转捩模型的雷诺时均方程对某可 控扩散叶型进行了数值计算。通过对比不控制马赫数与控制马赫数,分析高雷诺数对可控扩散叶型气动性能及转捩特性的影响。 结果表明:在不控制马赫数条件下,在零攻角时,雷诺数从7×10 5 增大为9×10 5 ,总压损失增加了约391.95%;在高雷诺数工况下随 着雷诺数的增大,叶片流动损失不断增大,叶片可用攻角范围减小,同时在叶片吸力面出现激波,干扰转捩的产生。在控制马赫数 条件下,当Ma=0.6时,在零攻角工况下,雷诺数从8.2×10 5 增大为1×10 7 ,总压损失减小了约38.98%,吸力面转捩起始点从4.78%弦 长处前移至1.11%弦长处;在高雷诺数工况下,叶片流动损失随着雷诺数的增大不断减小,吸力面转捩位置前移。  相似文献   

17.
结合激波风洞实验和数值模拟分析,对一种二元混压式进气道在实验中低单位雷诺数下反而呈现出自起动特征的异常现象进行了研究。根据激波风洞的反复实验观察,表明随着来流单位雷诺数的降低,在继进气道进入不起动状态之后又会重新出现自起动特征的异常起动现象。该结果与层流模型计算得到的流场结构相符,而与湍流模拟结果差异显著;分析表明,层流情况下,由于分离区向前体压缩面大范围地延伸,缓解了进气道入口的逆压梯度,从而在喉道处可以形成主体为超声速的通畅流道,而湍流情况下,进气道入口处激波/边界层干扰形成过分集中的分离泡则呈现明显的壅塞状态;尽管层流情况下进气道流场结构呈现出较为通畅的类似起动的特征,但其流量系数仍明显低于湍流的情况。因此,实验上所观察到的这种异常起动现象严格地说并不属于真正意义上的起动状态。  相似文献   

18.
超临界层流机翼边界层及气动特性分析   总被引:2,自引:0,他引:2  
杨青真  张仲寅 《航空学报》2004,25(5):438-442
 高空长航时无人机设计巡航状态的雷诺数较小,黏性边界层对气动特性的影响较大。详细分析了雷诺数对机翼边界层和气动力的影响,用数值方法对超临界层流机翼三维层流-转捩-湍流混合边界层特性进行了研究,分析比较了高空小雷诺数和中空大雷诺数情况下机翼三维边界层的特性,尤其是边界层转捩点位置、表面摩阻和气动特性的雷诺数效应。研究表明雷诺数对于高空无人机机翼边界层厚度、摩擦阻力和升阻比影响较大;对层流机翼的转捩点位置和升力系数影响较小;自然层流机翼技术可以应用于高空无人机设计。  相似文献   

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