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绕翼型分离流结构的数值研究 总被引:3,自引:0,他引:3
利用大涡模拟技术,对不同来流迎角下的NACA0012翼型绕流结构进行了数值模拟,详细地给出了翼型绕流分离流结构随迎角的变化特征和翼型在分离绕流中的气动力参数。在数值模拟中,采用了弱压缩流的控制方程,用贴体坐标技术进行了网格生成。 相似文献
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本文直接从N-S方程出发,利用LU-ADI格式和Baldwin-Lomax代数湍流模型研究了粘性流绕俯仰振动翼型的流动。数值实验表明,本文的数值结果同实验吻合较好。通过数值模拟手段研究了振动对流场中激波和分离这两大主要特征的影响,结果发现;(1)激波滞后于攻角的变化,如当NACA0012翼型在负攻角状态下上翼面存在激波而下翼面无激波。(2)由于翼型的振动,分离被减轻升力相对提高。(3)随翼型攻角和振幅的变化,翼型振动的升力回线走向可不同。 相似文献
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本文研究二维厚度翼型的大攻角非定常运动。用沿翼型表面分布的源和面涡来模拟翼型的厚度效应和升力效应,应用离散涡方法模拟前缘分离涡层和尾涡层。计算了大攻角翼型作俯仰运动的情形,与实验结果符合较好。 相似文献
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用N-S方程计算翼型非定常粘性大攻角绕流 总被引:1,自引:0,他引:1
本文给出了用NS方程对翼型非定常粘性大攻角绕流的数值模拟。控制方程为二级时均可压缩完全NS方程;湍流模型采用双层代数涡粘性模型 ̄[1]。使用近似因式分解ADI差分格式离散求解,网格是用保角变换方法生成的相对翼型固定的C型网格。本文给出两类典型非定常绕流数值模拟结果:翼型过失速常攻角周期流动和大攻角强迫俯仰谐振非定常绕流。并与国外的实验和计算结果进行了比较,表明了本方法准确、高效的特点。 相似文献
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为准确预测翼型低雷诺数条件下出现的层流分离流动现象,发展了基于结构化拼接网格的大涡模拟方法。控制方程为Favre滤波Naver-Stokes方程,并选用多种亚格子模型。空间离散采用AUSM格式以及高阶WENO格式,时间推进采用显式方法和隐式方法。以SD7003翼型在雷诺数60 000及4°迎角下的层流分离流动为研究对象,对比分析了数值格式、亚格子模型、网格尺度对流场预测结果的影响。数值结果表明:划分的计算网格能够有效解析小尺度流动结构,基于隐式亚格子模型、采用AUSM格式和双时间步推进的大涡模拟方法能够准确预测流动分离、转捩、再附等复杂流动现象,计算得到的平均压强系数与雷诺应力分布与文献数据吻合较好。与转捩模式计算结果对比进一步表明:发展的大涡模拟方法能够准确预测翼型低雷诺数层流分离流动非定常演化过程,为下一步的研究工作建立了有效的数值模拟手段。 相似文献
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航空发动机燃烧室涉及旋流、雾化蒸发、掺混、化学反应、湍流与火焰相互作用等多尺度强耦合物理化学过程,相关的高
精度建模和数值模拟面临极大的挑战。超大涡模拟是近些年发展的兼顾计算精度、计算效率和强鲁棒性的数值模拟新方法,具备
试验室尺度和复杂工程应用场景下湍流流动与燃烧仿真能力。针对航空发动机燃烧室相关流动与燃烧基本特征,阐述了超大涡
模拟的理论方法及特点,从旋流流动、湍流燃烧、液雾雾化、碳烟生成、燃烧不稳定等典型多物理过程,以及双旋流模型燃烧室和高
温升燃烧室气动性能集成仿真等方面介绍了超大涡模拟的研究进展,对涉及的物理机制进行了分析,为超大涡模拟在航空发动机
燃烧室中规模化工程应用提供了坚实支撑。超大涡模拟在较低的计算资源消耗下具备与传统大涡模拟相当的计算精度,是一种
经济可承受的燃烧室高精度气动性能仿真新方法。 相似文献
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超音速底部流动是CFD的难点问题之一。采用基于可压缩流动的大涡模拟方法求解N-S方程,对超音速底部流动进行了模拟研究,分析了其流动结构。计算结果表明:得到的速度型、底面压力分布与实验值吻合,优于雷诺平均方法的结果。 相似文献
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湍流大涡数值模拟的现状与展望 总被引:1,自引:0,他引:1
近年来,随着计算机技术和计算流体力学(CFD)技术的发展,大涡数值模拟(LES)越来越多地应用于解决湍流流动问题.本文介绍了当前LES研究与应用的主要领域以及取得的成果,分析了LES的局限及实施的难点,并对LES未来的研究方向和重点进行了总结. 相似文献
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采用大涡模拟(LES)方法数值仿真了可压缩流自由剪切层内颗粒两相流流场结构.气相控制方程采用二维盒式滤波法滤除小于网格尺度的小涡以得到LES控制方程,而流场中小涡对大涡的影响采用K-ωSST湍流模型模拟.在Lagrange坐标系下用颗粒轨道模型仿真颗粒运动,用双线性插值方法实现Euler坐标系到肌Lagrange坐标系的转换,并考虑了颗粒速度和温度的改变对气相流场的反作用.分析了仿真结果中气相自由剪切层的涡结构特性,不同St数颗粒在流场中的运动特性,颗粒对流场的反作用效果,得到了合理的结论. 相似文献
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为改善某型客机的起降性能,通过在机翼尾缘加装Gurney襟翼,对流场进行了数值模拟。对该客机机翼的控制翼型安装不同高度的Gurney襟翼进行数值模拟,结果表明安装Gurney襟翼可以提高多段翼型的升力系数和阻力系数,但会增强尾迹流动的不稳定性。将不同高度的Gurney襟翼应用于该客机的简化模型,机翼的大部分区域符合二维翼型研究得出的流动控制规律;在机翼外侧区域,Gurney襟翼使机翼附近流场中的翼尖涡发生了一定的变化。数值模拟的结果还表明,Gunney襟翼可以提高客机的升力系数,而且不会给飞机流场带来明显的改变。 相似文献
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考虑地面效应的翼型动态特性数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
为了研究考虑地面干扰的飞行器非定常气动特性,基于滑移网格技术,通过求解二维非定常Euler方程,对不同近地高度下的NACA0012翼型的动态振动特性进行了数值模拟。分析了存在地面干扰时的升力系数以及俯仰力矩系数迟滞环变化,并结合强迫振动法,计算了翼型各个近地高度下的纵向组合动导数。结果表明,地面效应不仅对定常流场产生影响,更显著地影响了非定常气动力及力矩,近地高度越小,这种效应越明显,使得升力系数的迟滞环面积变小,幅值减小,而俯仰力矩系数的迟滞环变化不规律,力矩系数的动导数随着近地高度减小而增大(绝对值减小),纵向的动态稳定性产生损失。地面效应干扰在飞行器非定常气动研究中应该引起重视。 相似文献
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针对旋流数为0.57、0.68、0.91和1.59四种工况下的悉尼旋流燃烧器的冷态流场进行了大涡模拟,选取动态Smagorinsky涡黏模型作为亚格子尺度的湍流模型,研究不同旋流数下的流场结构、进动频率和进动涡核。模拟结果表明,旋流数为0.68时,钝体回流区长度最短。随着旋流数的增加,中心射流出口的旋流剪切层不断衰减,而下游的旋流剪切层不断增强。功率谱分析表明,进动现象的出现和消失对应于与旋流剪切层的增强和衰减;中心射流与下游区域具有不同的进动频率,表明流场中存在着两个独立的大尺度涡旋结构。不同取值位置的周向速度相关性分析进一步佐证了两个涡旋结构的存在。轴向位置70 mm处的横截面上瞬时流线和压强分布证实了下游流场存在着进动涡核。瞬时压强等值面显示了中心射流出口和下游流场进动涡核的三维螺旋形结构。下游流场的进动涡核均与平均速度场流线在空间上成正交关系,表明进动涡核是由剪切层Kelvin-Helmholtz不稳定性产生。 相似文献