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。     

转捩模型在翼型气动性能预测 中的应用研究

边界层转捩位置的准确预测对于提高飞行器气动性能的预测精度具有重要意义.选取与k-ω SST湍流模型相耦合的γ-Reθt模型,以零压力梯度平板为研究对象,通过求解基于有限体积法的雷诺平均N-S方程验证该模型自动捕捉流动转捩的准确性;将该模型应用于传统有压力梯度的NACA 0012翼型的流场特性和气动性能的研究中,并与原始k-ω SST模型的计算结果及全湍流试验数据进行比较.结果表明:远场边界距离对翼型阻力系数有较大的影响;与无转捩模型相比,γ-Reθt转捩模型对翼型阻力系数的预测精度有一定程度的提高;对于二维模型,γ-Reθt转捩模型难以捕捉翼型表面的三维效应和非定常分离特性.     

采用γ-Re_(θt)模型的转捩流动计算分析

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-Reθt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-Reθt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-Reθt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。     

γ-Re_θ模式应用于高速边界层转捩的研究

应用γ-Reθ转捩模式对超声速、高超声速边界层转捩进行数值模拟。γ-Reθ模式通过求解关于当地雷诺数和间歇因子两个输运方程给出转捩起始位置和转捩区长度等信息。本文对马赫数3.5至7范围内的四种算例进行计算,研究了来流雷诺数、攻角变化和头部钝化半径等关键参数的变化对γ-Reθ模式预测流动转捩性能的影响。给出了壁面摩擦阻力系数、热流值与实验值的对比以及壁面附近间歇因子等值线分布等计算结果。γ-Reθ模式能够正确预测攻角和钝化半径变化时转捩位置和流动参数的变化趋势;在较大雷诺数时计算结果与实验值吻合很好。γ-Reθ模式对于超声速或高超声速边界层转捩的模拟仍需修正和改进。     

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。     

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.     

固定转捩和自由转捩流动预测方法验证

采用固定转捩位置和基于SST k-ω湍流模型的γ-Reθt转捩模型自由转捩模拟两种方法研究了RAE2822翼型流动转捩问题。先采用γ-Reθt转捩模型确定转捩位置,再采用所获得的转捩位置实施固定转捩位置计算,并与全湍流计算结果和其他软件计算结果进行了对比。表明两种方法均能有效捕捉超临界翼型流动转捩现象,固定转捩位置模拟结果基本上重现了自由转捩预测结果。     

Gamma-Theta经验转捩模型在DES中的应用

与RANS湍流模型相比,DES湍流模型的边界层外自由流部分存在LES区,该区域的涡粘性会有所降低。为了研究了这一特征对γ-Reθt转捩模型的影响,以平板实验为算例,选取基于k-w SST湍流模型的DES模型和DDES模型,检验γ-Reθt转捩模型在DES模型和DDES模型中的表现。结果表明：DES模型和DDES模型使转捩位置推迟,SST—DES模型由于对网格过度敏感而没有触发转捩,SST—DDES模型使转捩位置后移较少;DDES模型比DES模型更适合γ-Reθt转捩模型;转捩经验关系需要进行修正后才能将γ-Reθt应用于DDES模型。     

γ-Re_(θt)-CF转捩模型在Spalart-Allmaras湍流模型中的推广及验证

横流(CF)不稳定性是三维流动中诱发转捩的一项非常重要的因素,考虑到γ-Reθt-CF转捩模型对流向Tollmien-Schlichting波和横流波不稳定性引起转捩的判定均是完全基于当地变量,且Spalart-Allmaras(SA)湍流模型计算效率高,因而将γ-Reθt-CF转捩模型与SA湍流模型相结合,并将其引入开源Standford University Unstructured(SU2)计算流体力学分析平台。为了考察和验证模型的预测精度,分别使用原始γ-Reθt模型和γ-Reθt-CF-SA模型,对NLF(2)-0415后掠翼型和标准6∶1椭球模型进行了转捩预测数值模拟。算例结果表明,γ-Reθt-CF-SA模型的计算结果与试验数据吻合程度远远优于原始γ-Reθt模型,γ-Reθt-CF-SA模型能正确地预测出三维流动中的横流不稳定性引起转捩的现象。     

基于γ-Reθt转捩模型的翼型气动特性计算精度改进研究

将结合SSTk-ω湍流模型的γ-Reθt转捩模型与二维雷诺平均NS（RANS）方程数值求解相耦合,发展了考虑转捩影响的翼型气动特性计算方法。得到的计算结果与没有考虑转捩影响的计算结果的比较表明,与实验更加吻合,计算精度得到了明显提高。     

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。     

绕翼型低速湍流的数值模拟

采用求解低速流动的SIMPLE算法,用标准K-ε两方程模型、非线性K-ε两方程模型和一种改进的K-ε两方程模型来对绕两种翼型（A翼型和GAW-1翼型）在接近失速攻角情况下的低速湍流流动进行了数值模拟。计算结果表明,非线性K-ε两方程模型和改进的K-ε两方程模型较好地模拟出了翼型表面上的分离流动特性,较准确地预测出了分离点位置以及翼型的气动力系数,对翼型与机翼的工程设计具有一定的参考价值。     

基于放大因子与Spalart-Allmaras湍流模型的转捩预测

为了验证放大因子输运方程与Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型耦合对转捩现象的模拟精度,选取Schubauer and Klebanoff(S-K)平板、S809低速翼型、30p30n多段翼型以及复杂的三维HiLiftPW-1构型进行自由转捩计算,并将计算结果与实验进行比较分析,其中针对S809算例,还与Langtry-Menter(L-M)转捩模型进行了比较.算例结果表明:放大因子输运方程与S-A湍流模型的耦合能够较好的捕捉转捩位置以及转捩发展过程,对分离泡诱导的转捩的模拟相比L-M转捩模型更精确,转捩位置的捕捉精度提升了10%;对比实验,多段翼转捩位置的捕捉误差最大为6.5%;针对三维高升力增升构型,以实验作为参考,全湍流计算与考虑边界层转捩的对比显示考虑边界层转捩能够更加精确的模拟气动力系数,升力和表面摩擦阻力系数的模拟精度精度提升1%.      

基于线性稳定性理论的转捩控制试验

 使用线化稳定性理论研究了某后掠机翼试验模型在风洞试验条件下可能的试验结果。在当前试验条件下,三维边界层中横流驻波的不同波长扰动发展趋势不同,根据理论分析和数值计算给出了最大放大率波长为4.0 mm。通过升华法试验验证了理论分析与数值计算结果。在试验中使用丝网印刷技术在后掠机翼前缘添加粗糙带,成功地引入了理论计算的最大放大率波长。根据预期影响了三维边界层的转捩。     

扩散作用对y-Re优模型转捩预测的影响

Gamma．theta转捩模型是Menter及其合作者提出的一个基于经验关系的转捩模型,其经验关系式和模型参数是通过来流米雷诺数均在150万以下的仍系列平板实验在CFX程序中标定的。首先通过33A平板修正了转捩经验关系式．然后对S＆K平板实验进行了数值模拟,研究了较高雷诺数下模型控制方程扩散项系数以及与数值扩散相关的流向网格尺度对gamma．theta模型转捩预测结果的影响。模拟的结果表明,这些因素对转捩位置都有明显影响,并且gamma方程的扩散项系数还影响转捩完成后全湍区的摩阻值。三种因素对转捩预测影响的趋势分别为：gamma方程的扩散项系数越大,theta方程的扩散项系数越小,流向网格尺度越大,则转捩位置越靠前。     

多段翼型地面效应数值模拟与分析

通过数值模拟方法研究多段翼型的地面效应,采用有限体积法求解质量加权平均平均Navier-Stokes(N-S)方程,湍流模型采用Spalart-Allmaras(S-A)模型,采用滑移壁面模拟地面的相对运动.计算结果分析表明:随着飞行高度的降低,多段翼型的升力、阻力和低头力矩均减小;升力系数的减小主要是由于地面效应引起...     

Physics-based model for boundary layer transition prediction in a wide speed range

A new physics-based model employing three transport equations is developed for the simulation of boundary layer transitions in a wide speed range. The laminar kinetic energy is used to represent pretransitional streamwise velocity fluctuations, taking account of different instability modes. The fluctuation velocity components normal to the streamwise direction are modeled by another transport equation. Transition is triggered automatically with the development of the pretransitional velocity fluctuations. In the fully turbulent region, the model reverts to the k-ω turbulence model. Different test cases, including subsonic, supersonic and hypersonic flows around flat plates, airfoils and straight cones, are numerically simulated to validate the performance of the model. The results demonstrate the excellent predictive capabilities of the model in different paths of transition. The model can serve as a basis for the extension of additional transition mechanisms, such as rotation and curvature effects, roughness-induced transition and crossflow-induced transition.     

Transition study of 3D aerodynamic configures using improved transport equations modeling

As boundary layer transition plays an important role in aerodynamic drag prediction,the proposal and study of transition prediction methods simulating the complex flow phenomena are prerequisite for aerodynamic design. In this paper, with the application of the linear stability theory based on amplification factor transport transition equations on the two-equation shear stress transport(SST) eddy-viscosity model, a new method, the SST-N TS-N CF model, is yielded. The new amplification factor transport equation for the crossflow instability induced transition is proposed to add to the N TS equation proposed by Coder, which simulates Tollmien–Schlichting wave transition. The turbulent kinetic energy equation is modified by introducing a new source term that simulates the transition process without the intermittency factor equation. Finally, coupled with these two amplification factor transport equations and SST turbulence model, a four-equation transition turbulence model is built. Comparisons between predictions using the new model and wind-tunnel experiments of NACA64(2)A015, NLF(2)-0415 and ONERA-D infinite swept wing and ONERAM6 swept wing validate the predictive quality of the new SST-N_(TS)-N_(CF) model.