压缩性修正对γ-Re_θ转捩模型的影响研究

将基于流场当地变量的γ-Reθ转捩模型加入可压缩RANS方程计算程序,对平均流场控制方程、湍流和转捩控制方程进行基于LU-SGS的隐式紧耦合求解。结合三种压缩性修正方法对高超声速平板、双楔和圆锥流动进行了数值模拟,给出了壁面斯坦顿数、热流值和实验值的比较,以及湍动能和间歇因子分布云图。数值计算结果表明,相同来流湍流度下不同压缩性修正方法得到的转捩位置差别较大。相比于未修正的模型,基于当地马赫数压缩性修正后的转捩位置最靠后,其对带有分离的双楔流动预测较为准确;基于来流马赫数的压缩性修正仅使得转捩位置稍有延迟;对湍动能源项的压缩性修正可提高模型在转捩后湍流段的热流预测精度。     

简化三方程转捩模型在高超声速流动中的应用

在雷诺平均方法的基础上,通过耦合k_(-ω)SST湍流模型和间歇因子转捩模型,引入湍流模型和转捩模型的可压缩修正方法,对高超声速平板、双楔、尖锥三类模型边界层转捩流动开展了数值模拟研究。与实验结果的对比分析表明基于压力梯度表征参数T_w=R_(TΩ/ω)的简化三方程转捩模型,能够准确捕捉高超声速平板边界层流动的转捩起始位置、转捩区域长度以及湍流区壁面热流。而对于双楔、尖锥模型,改进前的简化三方程转捩模型由于受到流动可压缩效应的影响,边界层转捩后湍流区的壁面热流模拟预测结果明显高于实验值。在添加模型可压缩修正方法后,转捩区域长度和湍流区壁面热流模拟结果得到有效改善,与实验值吻合较好。可见,简化三方程转捩模型在添加可压缩修正方法后具备准确模拟预测高超声速边界层流动转捩的潜力。     

真实气体效应对双楔绕流流动特性的影响

为研究高马赫数下真实气体效应对双楔绕流流动特性的影响，采用量热完全气体模型和化学非平衡气体模型两种气体模型对层流流态、转捩流态、全湍流流态的双楔绕流流场进行了数值模拟，其中转捩流态计算采用基于间歇因子的γ-Re_θt转捩模型，全湍流计算中采用k-ωSST湍流模型。结果表明：双楔拐角附近发生流动分离，与量热完全气体模型相比，相同流态下，化学非平衡气体模型计算得到的分离区尺寸更小。在边界层转捩位置的分析中发现，双楔拐角附近的分离区对边界层转捩有重要影响，分离激波产生的位置与边界层开始转捩的位置高度吻合，与量热完全气体模型相比，化学非平衡气体模型时的边界层转捩起始位置更靠后。针对真实气体效应下单位雷诺数、拐角角度对边界层转捩的影响规律研究发现，真实气体效应在一定程度上抑制了分离区内的转捩流动，随着单位雷诺数减小、拐角角度增大，真实气体效应对边界层转捩的影响随之增大。     

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。     

高超声速飞行器-进气道一体化热流数值计算

采用CFD(计算流体动力学)技术, 开展了飞行器前体/发动机一体化气动热环境分析.对层流区、转捩区和湍流区分别采用计算模型, 在湍流区利用压缩性修正的SSGZ-Jk-ε湍流模型, 在转捩区引入代数型转捩因子模型描述边界层由层流逐渐过渡为完全湍流的流动过程.计算了前体和内通道的表面热流, 并与实验结果进行了对比.结果表明所采用的计算方法可以较好地预测前体及发动机内通道热流率, 流动状态、几何结构及激波入射对热流值影响较大.      

高超声速钝双楔绕流流动转捩与分离流动的壁温影响

为研究壁温对吸气式高超声速飞行器进气道转捩流动的影响,选取钝双楔这一典型外形,基于德国Aachen工业大学Thomas与Herbert所开展的双楔高超声速风洞试验,分析了一些已有的计算流体力学(CFD)研究内容,并结合本文不同方法的CFD数值模拟结果,讨论了不同壁面温度对该双楔模型高超声速绕流流动转捩与流动分离的影响。对于双楔模型,流动分离一般发生在拐角附近,由于流动分离旋涡的剪切作用会诱发流动转捩,转捩又会改变流动分离强度、分离涡尺寸,若分离流动存在非定常特征则将导致非定常旋涡运动与流动转捩的复杂相互作用。通过比较已有文献的CFD数值模拟结果与本文计算结果,表明只有按照转捩思路开展的数值模拟才能够反映该风洞试验情况。计算结果与试验数据的比较显示,文献中按照第一压缩面层流与第二压缩面湍流状态计算得到的结果能够在一定程度上与风洞试验数据相符,本文使用MUSCL格式、剪切应力输运(SST)湍流模型与γ-Reθ关联转捩模型这种计算方法,得到的结果与试验数据符合较好,正确地反映了风洞试验情况。分析还表明,在分离流动之前的区域,随着壁面温度的升高,壁面热流会下降,近壁区域黏性系数变大,边界层内速度剖面不饱满,速度边界层较厚,厚的速度边界层容易发生流动分离现象。     

飞行试验热流辨识和边界层转捩滞后现象

对中国空气动力研究与发展中心马赫数为5左右的球锥模型在首次航天模型飞行试验中的温度测量数据进行了分析,通过辨识获得热流分布,发现飞行试验的测热数据后处理方法与地面风洞试验有很大差别,必须考虑温度变化历史,并考虑测温单元与周围飞行器壳体的三维传热才能得到正确的热流结果。采用工程计算方法对模型表面热流分布进行了计算,通过与飞行试验测量结果对比分析,发现测温点在发射上升段由湍流完全变为层流和在再入下降段由层流向湍流转捩具有不同的转捩准则数,边界层转捩存在滞后现象;根据地面风洞试验拟合出的转捩准则受到风洞噪声等因素的影响,预测的转捩位置比实际情况靠前;对于球钝锥外形,当x/R50时,流场和热流趋于锥形流结果。本次模型飞行试验还首次验证了气动热工程方法对于马赫数小于5情况的适应性。     

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。     

一种基于湍流模式的转捩预测方法

通过对平板边界层进行计算分析,基于湍流模式来预测流动转捩是可行的,但预测出的转捩位置不准,比实际情况靠前。因此,本文从转捩流动的物理特征出发对湍流模式中的混合尺度作出了修正,提出了一种考虑间歇函数影响的k-ωSST两方程湍流模式。采用该模式来对平板湍流边界层和不同攻角下的NACA0012翼型绕流进行了转捩预测,计算结果表明,改进后的模式对转捩位置具有较好的预测能力。     

高超声速数值模拟平台转捩模型的标定

基于CARDC的高超声速流动数值模拟软件平台Chant-2.0,以典型低速平板转捩算例为参考,对γ-Reθ转捩模型的经验关系式进行了标定,并且对压力梯度函数进行了高马赫数修正,在高超平板和尖锥的转捩算例中进行了初步检验,计算结果表明:在高超计算平台上标定的转捩模型,较好地模拟了低速平板流动的转捩起始位置和转捩区长度,经过高马赫数修正后在高超流动转捩模拟中表现出较大的潜力。     

基于新的经验关联公式的γ-Re_θ转捩模型在高超声速流动中的应用

为提高γ-Reθ转捩模型在高超声速流动下的转捩预测精度,参考部分高超声速风洞的实验数据对该模型进行改进,在原始经验关联公式的基础上提出了转捩动量厚度雷诺数基于马赫数、湍流度、压力梯度因子的经验关联公式;选取高超声速平板绕流、高超声速圆锥绕流等算例对提出的经验关联公式进行了验证,并将原始经验关联公式和提出的经验关联公式计算得到的重要参数进行对比,分析了提出的公式的作用机理。结果表明:基于低速不可压流动经验关联公式的γ-Reθ转捩模型在高超声速流动中计算得到的流场中Reθt分布偏低(一般只有真实值的40%~60%),进而导致边界层内Reθt偏低而过早达到转捩触发准则,与实验值相比所预测的位置可能提前10%(以参考长度为基准)甚至更多。新的经验关联公式有效地改善了这一问题,计算结果与实验值符合得更好。     

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。     

基于Reynolds平均的高超声速二方程湍流模型

 在Reynolds平均的框架下推导了可压缩湍流Reynolds应力方程和湍动能方程。根据一定的假设和尺度分析简化并封闭了所推导的湍动能方程。在均匀湍流假设下,湍动能耗散率可分解成可压缩性耗散和旋度耗散,并对其中的可压缩性耗散进行了封闭;同时认为旋度耗散不受可压缩性影响,直接引用传统的Reynolds平均不可压缩湍动能耗散率模型方程。由此构造了适用于高马赫数的二方程可压缩湍流模型。应用所发展的模型计算了高超声速平板绕流,并与若干现有模型的计算、实验与半经验公式的计算结果进行了对比,验证了所发展的模型。在此基础上,通过对压缩拐角的高超声速湍流的数值模拟,对所发展的湍流模型,以及若干现有模型进行了对比,显示了不同湍流模型及可压缩性修正在计算壁面压力分布和热流分布上的特点,说明了湍流模型可压缩修正的必要性,得到了所发展模型的计算结果最接近实验结果的结论。     

超声速喷流混合流场大涡模拟

以光学窗口外冷喷流为研究背景，采用大涡模拟方法对后台阶外形切向喷流混合流场进行了研究。数值方法基于隐式亚格子模型，采用高精度WENO格式进行空间离散，并通过超声速平面混合层流动对数值方法进行了考核验证。喷流混合流场计算模型与试验一致，来流和喷流马赫数分别为3.4和2.5。数值模拟清晰地捕捉到了流场波系以及混合剪切层、壁面边界层等典型流场结构，并精细预测了混合层发生失稳、转捩及发展为充分发展湍流的时空发展过程。数值模拟得到的湍流大尺度结构的位置和形态与实验图像一致。通过对瞬时流场、统计平均流场和脉动参数的分析，揭示了流场结构特征及其时空演化规律，并获得了流场密度脉动特性。      

区域分裂法在湍流流场数值解中的研究

应用区域分裂算法(简称DDM)对湍流流场进行数值研究。对湍流流动控制方程建立一种通用的DDM-1计算格式S_{I,ω,给出重叠区域内变量处理方法。DDM-1的SI,ω计算格式的适用性由突扩圆管分离流流场数值计算所验证,数值计算结果与实验数据比较表明:采用SI,ω计算格式所预测的再附点位置及平均轴向速度、湍动能强度比在整个计算区域内采用单一模型的方法能够更好地与实验值吻合。}      

两种湍流模型及其可压缩修正在高超压缩拐角中的评估(英文)

采用在高阶精度差分格式对SA湍流模型和SST湍流模型及相应的可压缩修正模型在高超拐角流中进行了评估。可压缩修正方式考虑了密度梯度、压力膨胀和湍流马赫数等方法。为了减小数值误差与模型误差之间的混淆,控制方程的对流项采用了5阶精度的加权紧致非线性格式(WCNS-E-5),粘性项采用了一种半结点/结点交错的4阶中心格式。通过对马赫数为9.22的15度拐角和34度拐角湍流的模拟,考察了原始湍流模型及其修正模型的效果。计算表明:原始SST模型对高超拐角湍流的预测比原始SA模型准确,这种准确主要体现在对分离区预测、再附点附近压力和热流峰值预测上。通过混合采用Catris和Shur等的方法对 SA模型进行可压缩修正可以大大改进模拟效果。在SST模型的可压缩修正方法中,Catris的修正方法最好;考虑压力膨胀修正后得到的分离区远远偏大,比本原始SST模型更差;考虑湍流马赫数的修正方法得到的分离区偏小。本文还给了部分低阶格式的计算结果,高阶格式与低阶格式相比,对分离区大小、再附点附近的压力和热流峰值等的预测准度有所改进。     

一种超声速射流计算方法与实验验证

高温射流流场计算是尾焰辐射目标特性计算的前提,然而由于缺少可靠实验数据,针对湍流超声速射流的数值模拟多集中于低温射流,高温射流计算与实验的对比工作还很少见。利用k-ωSST双方程湍流模型,模拟了多个典型超声速射流实验的流场速度与温度分布,通过与实验结果进行对比,建立了一种超声速射流计算方法。首先,通过对比多个低温射流的实验与计算结果,探索了湍流模型中可压缩修正以及来流湍动粘性比对超声速射流计算结果的影响;进而,针对火箭发动机尾焰实验,计算尾焰流场与流场红外辐射,流场辐射计算结果与实验观测结果符合较好,进一步验证了计算方法。最终认为经过可压缩修正的k-ωSST双方程湍流模型结合湍动粘性比取值30可以作为超声射流计算中较为典型的湍流计算方法。     

具有无源控制空腔时正激波/湍流附面层干扰的数值模拟

采用雷诺平均N-S方程和B/L代数湍流模型计算了具有无源控制空腔时正激波/湍流附面层干扰流场。计算与实验结果的比较表明,本文方法可较准确地预测激波结构、激波与附面层干扰区流动基本特征及波后流动分离状态、激波位置、波前马赫数等参数。      

基于eN转捩预测方法的增升装置失速特性数值模拟研究

基于三维可压缩Navier-Stokes方程耦合e~N转捩预测方法,对30P30N二维多段翼型和DLR-F11三维增升装置进行了数值模拟研究。计算结果表明,e~N方法计算得到的转捩位置与试验值符合较好,增升装置翼面特别是主翼和襟翼下翼面存在大范围层流流动,为提高增升装置绕流计算准度,计算中考虑转捩的影响是非常有必要的。相比全湍计算,e~N转捩计算升力系数与试验值符合更好,提高了增升装置大迎角失速特性计算准度。     

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.