湍流应力模式对计算有分离三维边界层的效果研究

为计算有分离三维边界层的特性,探索适用的应力模式,对无限展长的后掠翼（Ｘ＝３５°）,选择了几种湍流应力模式进行计算,并对结果作了分析,所采用应力模式有代数模式,它包括常用的Ｃｅｂｅｃｉ－Ｓｍｉｔｈ（Ｃ－Ｓ）模式,Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ（Ｂ－Ｌ）模式、修正外区粘性系统的Ｃ－Ｓ模式修正形式以及北京航空航天大学近年研究的修正由压强梯度和湍能非平衡引起影响的模式,所采用的还有考虑壁面效应的低Ｒｅ数Ｋ－     

三维边界层的湍流特性及其二阶矩模拟

根据现有实验数据,本文进一步分析了三维边界层内纵向涡对雷诺应力分布的影响,从而建立了一个足以模拟三维边界层湍流特性的二阶矩封闭模式。在新模式中,着重考虑了三维平均涡场引起的雷诺应力输运的非线性作用。以文[3]给出的模拟无限后掠翼实验为例,本文分别应用基准的二阶矩模式和新建立的非线性二阶矩模式对三维边界层内的雷诺应力分布作了数值预计。结果表明:应用基准二阶矩模式所得雷诺应力诸分量的预计值均比相应的测量值大得多,且完全不能预计切应力方向相对于速度梯度方向的滞后;而非线性二阶矩模式对雷诺应力分布的预计则基本上与测量数据符合,且能定性地模拟切应力方向相对于速度梯度方向的滞后。     

二维可压湍流边界层改进的积分方法

采用含高阶项的边界层动量积分方程,同时对常规边界层卷吸方程及延迟方程进行相应的高阶影响修正,得到改进的边界层积分方程组。应用此方程组对多种高亚音速及跨音速翼型边界层流动作了计算,并与一阶Ｇｒｅｅｎ方法计算结果及实验结果作了比较。结果表明,在边界层积分方程中保留法向压力梯度项及雷诺法向应力项,明显改进了翼面边界层接近分离区域处参数的计算精度。     

在三维湍流边界层中摩擦应力的测量研究

本文给出了V形壁面热膜测量物面摩擦应力的方法研究。实验表明该技术对三维湍流边界层中的摩阻测量是一类有效的方法。从本实验的数据可以看到,壁面热膜在二维湍流边界层中得到的校测函数能够直接用于三维湍流边界层的摩擦应力测量。     

三维机翼可压缩层湍流边界层计算

 从三维时间相依可压缩边界层动量积分方程和平均流动能积分方程出发,将二维可压缩层、湍流边界层积分方程算法推广到求解有限翼展后掠机翼的边界层流动。利用四步Runge-Kutta时间步进方案数值求解积分方程组,并利用当地时间步长加速迭代收敛。文中分析了数值方法的稳定性与收敛性,并考查了横向耗散项对计算结果的影响。算例表明,能获得令人满意的三维机翼定常可压缩层、湍流边界层的计算结果。     

用非线性涡粘性模式计算三维湍流边界层

针对非线性涡粘性模式在求解三维湍流边界层流动时的不足,本文从压力-变形率关联项中的快速项出发,考虑流动非均匀影响,在显式代数应力模式的雷诺应力表达式中引入了反映雷诺应力     

三维不可压缩层流、转捩、湍流边界层的数值计算

本文提出了一种计算三维不可压缩边界层的数值解法,其中包括对层流边界层的微分法,对湍流边界层的积分法以及利用Orr-Sommerfeld方程计算转捩的数值解,当扰动振幅达到e~(13.5)时发生转捩。 按照上述方法,本文计算了ONERA M6后掠角为30°的机翼,计算结果分别和Cebeci和Cousteix的结果作了对比,二者吻合较好。     

低雷诺数κ-ε封闭模式在三维湍流边界层计算中的应用

本文采用低雷诺数形式的k-ε湍流模型,计算具有大横向流的不可压缩三维湍流边界层。在湍流模型中,应用了涡粘性的各向异性系数。本文所得结果与用混合长模型所得结果以及量测结果的比较表明:对于边界层的不同特征量,湍流模型和涡粘性各向异性对计算结果的影响程度是不同的。总的来说,应用考虑涡粘性各向异性的k-ε模型,较之应用混合长模型,所得计算结果有所改善,但还不是根本性的改善。     

计算实际机翼湍流边界层流动的积分法

本文采用一种拟坐标变换掺混方法,计算任意外形机翼的三维边界层流动,亦适用于边界层外流为位流或非位流情况。对C-5A机翼的计算结果表明,该方法具有同微分方法可以比拟的计算精度。并分析了在亚音速情况下粘性对机翼升力和力矩的干扰影响。     

三维跨声速粘性-无粘相互作用的半逆方法

本文为计算三维跨声速粘性-无粘相互作用提供一半逆方法版本。湍流边界层采用积分反方法。证明了对于跨声速流,选取外部流线角α和等价的不可压缩形参作为输入量,边界层积分方程总是双曲型的。无粘外流采用FL027程序。通过粘性-无粘迭代求得小分离区情况下的与实验符合的收敛解。     

半正交曲线坐标系下三维不可压边界层的一种差分解法

本文提出一种三维不可压边界层的差分解法。此法中采用了半正交曲线坐标系和涡粘性各向异性的湍流模型,数值分析中采用了变换域和Keller分块差分格式。用本法计算了一个三维边界层实例,计算结果同实验数据吻合得很好。     

超声速进气道流场和边界层计算

对设计马赫数为3.5的混压式进气道,在小迎角下作了流场和边界层计算。用内激波捕捉法计算无粘流场,用积分法计算层流和湍流边界层。结果和实验数据以及特征解一致,边界层位移厚度也合理。     

在激波边界层干扰中后掠柱形区的独立性原理研究

在后掠压缩角引起的三维激波边界层干扰中,柱形的上游影响区表现出准二维的流动特性。实验结果表明,在柱形区中通常的边界层独立性原理不再适用。但是,如果考虑由后掠引起的横流效应修正,柱形区中的上游影响距离的尺度和相应的二维干扰上游影响区尺度之间可以得到很好的相关关系。     

无粘跨声速绕流的有限元法和界积分方程的某些进展

本文对无粘跨声速绕流的有限元法和边界积分方程法的目前进展,特别是对提高跨声速流算法效率起着主要作用的成果,例如普适元素和块结构有限元网格生成技术有限元解法的多重网格技术、SUPG有限元法、GRMES算法和可压流的完全边界积分方程法等方面作了回顾和评介。     

时间推进积分方程法求解非定常跨声速流动

本文提出了一种求解非定常跨声速流动的新方法——时间推进积分方程法,此法克服了时间线化积分方程法的限制,能较好地模拟激波的运动。本文首先用一维波(?)问题——模型问题阐明此法的基本思想,然后将它应用于二维非定常跨声速流动中。本文还首次引入拟速度位的概念,使时间推进积分方程式得到简化,尾涡条件和Kutta条件更易处理。数值计算表明时间推进积分方程法是合理可靠的。     

论定常不可压粘流的积分方程解法

本文对定常不可压粘性绕流积分解法中的涡量迭代过程、涡量边界条件的提法以及压强系数的计算等方面都作了改进,使数值解更易于稳定收敛并提高精度。为了验证本文的方法,对低雷诺数下的圆柱绕流进行了计算,结果表明计算效率是高的,迭代过程是稳定的。将本文方法推广到三维流动没有原则上的困难。     

EFFECT OF THE RIBLETS SURFACE ON THE BOUNDARY LAYER DEVELOPMENT

ＥＦＦＥＣＴ　ＯＦ　ＴＨＥ　ＲＩＢＬＥＴＳ　ＳＵＲＦＡＣＥ　ＯＮ　ＴＨＥ　ＢＯＵＮＤＡＲＹ　ＬＡＹＥＲ　ＤＥＶＥＬＯＰＭＥＮＴＷａｎｇＪｉｎｊｕｎ;ＬａｎＳｈｉｌｏｎｇ;ＬｉａｎＱｉｘｉａｎｇ（ＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＦｌｕｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓＩＢｅ...