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101.
102.
为了提高涡粘性假设的湍流模型对于非稳态流动的求解精度,同时兼顾其对于稳态流动的求解性能,将雷诺应力项与连续变换方程(CSSE)结合而形成新的应力项,使其根据流场尺度、网格尺度及Kolmogorov尺度来自动调节当地的应力雷诺应力模化水平,避免网格因素在流场模拟中产生不利影响,改正了混合RANS/LES方法的速度型偏离对数率问题;同时,该方法并未引入显式亚格子模型(SGS),因此回避了亚格子系数确定对于流场模拟精度产生的影响,改善了湍流模型对于流动不稳定性的辨识精度。在湍流平板算例中,CSSE方法计算的边界层速度型精度与雷诺平均方法(RANS)相当,而对于圆柱尾迹的模拟则证明了CSSE方法具有混合RANS/LES方法的优点,即能够准确模拟流动的不稳定性特征。 相似文献
103.
基于剪切应力传输(SST)k-ω湍流模型,对考虑结构误差情况下的弹箭模型进行数值模拟计算。首先采用CFD和工程经验公式相结合的方法,得到了不同马赫数、不同转速情况下无结构误差模型的多种气动特性参数。通过与实验数据对比,阻力、法向力、俯仰力矩、压心位置误差在10%以内,验证了该方法的可行性和准确性。然后,建立了考虑结构误差即质量分布不对称、弹体不同轴和无结构误差模型,并分别进行了气动特性模拟计算。结果表明,质量偏心对滚转阻尼力矩系数、马格努斯力矩系数影响很大;弹体不同轴对法向力系数导数、俯仰力矩系数导数、马格努斯力矩系数导数和压心位置都产生很大影响。结构误差使模型的多种气动特性参数产生很大变化,将影响其飞行弹道和稳定性。 相似文献
104.
以二维高雷诺数可压缩粘性流动问题为背景,提出了一种全新的笛卡尔网格虚拟单元方法。基于壁面函数基本假设,构造了壁面函数-虚拟单元方法(WF-GCM),用于定义湍流壁面边界条件。引入参考点的概念计算虚拟单元上的基本变量与湍流变量值,定义了"非贴体"笛卡尔网格下的湍流壁面边界条件,并通过壁面函数模型修正近壁面单元与界面单元。基于自适应笛卡尔网格体系,采用发展的具有二阶精度的格心格式有限体积求解器,数值模拟了跨音速RAE2822翼型绕流问题与超音速圆柱绕流问题,计算结果与实验值吻合良好,显示了WF-GCM对高雷诺数可压缩粘性问题是有效的。 相似文献
105.
采用间断有限元方法对雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程进行了数值求解,对Spalart-Allmaras单方程湍流模型进行了部分修正,使得求解器更加鲁棒。构造了分段高次多项式来逼近真实物面,同时物面附近采用多层弯曲网格来避免网格交叉,此外提出了一种快速计算积分点的曲面物面距的方法。采用混合网格对NACA0012翼型以及RAE翼型进行了数值计算,并与实验数据以及前人数据进行了对比。计算结果表明,采用物面弯曲网格结合修正的湍流模型方法在相对稀疏的网格上就能得到比较好的数值解。 相似文献
106.
模型的转捩流动计算分析简 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
107.
针对高超声速飞行器中存在的强激波、激波/边界层干扰、分离、湍流等复杂流动现象,对比分析了当前计算流体力学中的主要空间离散格式及湍流模型,发现不同格式对强激波的分辨率基本相同,Roe和LDE(low diffusion E-CUSP(convective upwind split pressure))格式对摩擦因数和传热系数的模拟优于其他格式;S-A(Spalart-Allmaras)一方程湍流模型计算的摩擦因数比k-ωSST(shear stress transport)两方程湍流模型高10%左右,而后者预测的分离区约为前者的2倍,且分离点靠前. 相似文献
108.
以双级对转压气机为研究对象,通过在两排转子机匣处开设抽吸孔,采用数值方法研究了不同抽吸流量下端壁附面层抽吸对压气机性能的影响,为吸附式压气机优化设计提供参考。计算结果表明:在级环境下端壁附面层抽吸可以提升压气机失速裕度,但抽吸流量过大会对效率造成一定损失,当抽吸1.6%流量时失速裕度提升了3.8%,压气机性能达到最佳;失速主要由间隙泄漏涡引起并首先在第二排转子叶尖发生,抽吸削弱了泄漏涡的强度推迟失速发生;端壁附面层抽吸增大了叶尖流通能力,使转子叶尖效率和压比得到提升,并有效改善了出口导叶流场。 相似文献
109.
采用标准k-ω SST湍流模型数值计算方法,针对二元高超声速倒置进气道激波与附面层严重的干扰现象,采用分流楔抑制激波与附面层干扰方法,对有无分流楔的进气道性能及流动机理特征进行了详细的研究。结果表明:采用分流楔的流动控制方法,有效抑制了激波/附面层产生的分离包对进气道内流动的干扰;提高倒置进气道的气动性能,进气道的总压恢复系数和流量捕获系数均有提高,计算模型的壁面总阻力系数得到一定程度的减小。数值计算结果表明,在分流楔尾迹中强剪切流动在一定程度上缓解了激波与附面层干扰的强度;在分流楔后缘存在稳定的横向涡,由于气流进入尾迹驻涡是来自附面层外的总压较高的高能流体,提高了附面层的抗逆压能力;由于尾迹驻涡的存在使得分离涡没有向弹体周向扩散,减小了阻力。该方法实现了对高超声速倒置进气道激波/附面层干扰的抑制,揭示了其抑制的机理。 相似文献
110.
为得出一种较为准确的湍流模型,应用三种湍流模型对插板式进气畸变进行数值模拟,通过与畸变实验实测数据的对比,研究不同湍流模型在插板式进气畸变计算中的预测能力。不同湍流模型计算出的出口流场畸变不同,重整化群k-ε模型得出高压区范围较大,S-A模型过渡区域范围大。结果表明:插板高度为畸变发生器内径的48%时,低压区范围角与实验值较为吻合,插板高度为畸变发生器内径的20%时,低压区范围角偏小。畸变指数的计算值以可实现化k-ε模型最为准确。 相似文献