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基于RANS/LES混合方法的分离流动模拟 总被引:1,自引:1,他引:0
飞行器在大迎角、快速俯仰机动时,流场中含有大尺度、非定常的涡结构,传统雷诺平均Navier-Stokes (RANS)模型不能准确模拟流场结构,根据国际上相关研究的发展趋势,需要采用混合RANS/大涡模拟(LES)模型来对复杂分离流动进行准确模拟。本文对基于分区混合与湍流尺度混合的双重RANS/LES混合计算模型进行发展与应用。通过典型简化模型的静、动态湍流大分离流动,测试和验证所采用的脱体涡模拟(DES)类方法,重点研究改进的延迟DES (IDDES)模型在动态问题应用中的正确性和有效性,并对所采用的数值模拟方法和相应的计算软件的可靠性、鲁棒性以及精度进行了考核验证。典型算例包括超声速圆柱底部流动、跨声速方腔流动、NACA0015机翼深失速分离涡模拟等。计算表明:发展的IDDES类混合计算模型可有效解决对数层不匹配的问题;对于定态非定常分离流动,DES、DDES、IDDES等模型计算结果差别不大,随着流动的非定常特性增强,IDDES模型的优势逐渐显现;对于动态非定常分离流动,则需要采用IDDES类模型。 相似文献
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湍流模型对喷流计算精度的影响研究(英文) 总被引:2,自引:0,他引:2
采用三维RANS代码MBNS3D对包含了内流、外流及后体干扰的三种简化尾喷流,进行了数值模拟研究。通过壁面压力分布及喷流截面速度型与实验数据的对比,研究了SA和SST两种湍流模型及其修正(SACC,SADES,SSTCC)对喷流计算精度的影响。本文计算表明,SSTCC模拟效果最为精确;利用SA模型进行脱体涡模拟,在同样的网格下优势不明显。湍流模型可压缩修正改善了模拟喷流的膨胀趋势,但对附面层分离位置的预测,在本文的工作中,还不如原始模型。两类模型相比,SST模型的结果好于SA模型。 相似文献
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笛卡尔网格方法具有易于自适应、自动化程度高、网格质量好等优势。由于其非贴体特性,在处理复杂构型或者复杂流动问题时候往往存在网格量过大的问题,不容忽视。笛卡尔网格生成的效率直接影响了整个计算周期的长短,有必要发展高效的生成技术。对于笛卡尔网格而言,决定网格生成效率的关键在于网格数据结构,其直接影响计算量和存储量。针对三维构型进行笛卡尔网格生成,发展了邻居查询更快捷、内存利用率更高的全线程树数据结构,并在本文的方法框架下进行了适应性应用和改进。同时,为了高效地判断网格单元类型,构建了物面单元的快速检索方式,并引入了染色方法,进一步提高网格生成效率。还提出了一种鲁棒的奇异性检测算法,保证网格单元类型判断的鲁棒性。在流场解自适应方面,采用的是速度散度和旋度相结合的三维判据,以保证对于多种流动特征的捕捉能力。通过圆球、导弹、翼身组合体、机翼-副翼等算例进行了考核验证,经对比,网格自适应位置与理论解吻合较好,且网格单元生成耗时短、平均耗时受物面网格分布影响小,证明了方法的可靠和高效性。 相似文献
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高超声速飞行器高温流场数值模拟面临的问题 总被引:2,自引:0,他引:2
随着高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性研究的发展和深入,高温流场特性日益引起人们的关注。由于高温流场特性研究中涉及到非常多的复杂气动现象,如气动加热、烧蚀、辐射、燃烧、化学反应以及湍流等,因此其数值模拟面临着诸多挑战。这里基于连续流计算流体力学(CFD)技术和稀薄气体蒙特卡罗直接仿真(DSMC)方法,从化学物理模型建模、方法稳定性与数值求解效率出发,分析了高超声速飞行器外部绕流、尾迹和发动机喷焰三方面的流场特性数值模拟在不同弹道、热防护手段和飞行流域环境下所面临的问题。在此基础上提出了数值求解技术和化学物理模型建模今后需要发展的方向,为有效提高高超声速高温流场特性数值模拟效率、增加流场特性预测精度提供了指导,从而为研究流场对高超声速飞行器目标光辐射和电磁散射特性影响提供有效的基础数据。 相似文献
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高超声速气动力试验模拟准则的有效性问题阻碍了飞行器气动性能预测能力的发展。鉴于此,将尺度化方法应用于实验空气动力学领域,基于连续流域高超声速流动的双尺度特点,对各参数选取适当的尺度将流动控制方程尺度化。针对典型飞行状态,通过计算尺度化方程中各系数的量级,获取高超声速气动力试验模拟参数的选择准则。研究表明:建立的模拟参数选取方法为现有的高超声速气动力试验模拟准则提供了理论支持,模拟参数的选取准则随飞行条件发生显著改变。应用理论分析方法验证了黏性干扰参数是高马赫数高超声速气动力试验中的重要模拟参数,并与国外关于黏性干扰效应关联区域的结论进行了相互验证。 相似文献