S弯扩压器中四种湍流模型的比较

采用Realizableκ-ε,S-A(Spalart-Allmaras),SST(Shear stress transport剪切应力输运),RSM(Reynolds stress equation model雷诺应力模型)四种湍流模型对S弯扩压器内的分离流动进行了模拟,分析了不同湍流模型对计算结果的影响.将不同轴向位置的表面压力系数、分离区的大小、马赫数等三个量的实验值与计算值进行了比较,结果表明:分离区湍流模型对表面压力分布影响较大,未分离区不同湍流模型模拟精度相当;S-A模型对分离区的模拟较保守,RSM模型对分离的模拟精度较高,SST与RSM模拟结果很接近;各湍流模型计算的高速区域均比实验值大.扩压器的平均总压恢复系数受湍流模型影响不大,和实验结果吻合较好.      

角区分离对声激励响应的初步研究

对一小展弦比扩压器内的分离流的声激励控制进行了实验研究, 并对此类声控的机理进行了初步探索。实验结果表明用外部声激励的方法可以控制小展弦比扩压器内的复杂分离流动;声控分离的效果依赖于激励强度和频率, 而对激励位置并不敏感。介于未分离区和分离区间之间的分离过渡区中的湍流脉动模式决定了所观察到的非定常湍流分离的基本结构。在激励声波的作用下, 角区旋涡被其调制加强, 使过渡区的湍流脉动模式发生了很大的变化, 加强了向分离区的能量输运, 推迟角区旋涡在扩压器内逆压递度作用下卷起, 因而削弱了大尺度的分离流动。      

用于预测轴流压气机内角区分离的RANS和SBES方法评估

为了提高压气机内角区分离的RANS建模精度，基于剪应力输运模型（SST模型），本文评估了湍流非平衡和各向异性修正对压气机角区分离预测的影响。结果表明，角区分离区上游端壁二次流以及角区分离流均呈现出很强的湍流非平衡和各向异性行为，结合非平衡和各向异性修正而提出的NSST-Helicity-QCR模型能够在各类工况下给出最为准确的角区分离预测结果。为了进一步验证提出的NSST-Helicity-QCR模型能够合理捕捉压气机端区流动物理，基于一种新型混合RANS-LES方法——应力融合涡模拟（SBES）构建的高保真时间精确湍流数据库，本文对NSST-Helicity-QCR模型进行评估反馈。结果表明，NSST-Helicity-QCR模型合理捕捉了端壁二次流以及角区分离流的湍流非平衡行为，但仍低估了角区分离区内的湍流各向异性行为。     

二维超声速横侧喷流湍流数值模拟

采用AUSM -up格式模拟了二维超声速横侧喷流干扰流场.比较了SA、SST和EASM湍流模型对分离流动的模拟精度.通过调节喷流出口压力,研究了喷流参数对分离区大小、物面压力分布以及喷流喷射高度的影响.同实验对比发现:SST和EASM湍流模型在低压力比下能够比较准确模拟分离区,但是在高压力比下,湍流模型对分离区的模拟精度较差.     

不同湍流模型在三维后台阶数值模拟中的对比

数值模拟是飞行器设计的重要工具,如何精确模拟分离流动,其关键在于选择合适的湍流模型。针对分离流动中典型的后台阶流动,采用不同的湍流模型进行三维数值模拟分析,其中包括Spalart-Allmaras(简称SA)湍流模型、两方程k-Omega SST(简称SST)湍流模型和显式代数雷诺应力模型(EARSM),并与实验结果进行比较。研究结果表明:EARSM对于后台阶分离涡回流区的模拟结果最好,优于SA与SST湍流模型,SA模型对于剪切层模拟稍好一点。综合来说,EARSM模型对于回流区分离涡的模拟较好,在剪切层位置其模拟结果也和实验较为接近,能较好地反映后台阶的分离流动。     

基于湍流输运特性对S-A模型在压气机角区流动模拟中的改进研究

在非设计工况下,压气机叶栅角区的三维分离加剧,流场内的湍流处于较强的非平衡状态,因此必须对于非平衡状态的湍流的输运过程给出准确的预估.基于不同工况下压气机内角区分离流动的湍流输运过程的分析,提出了一种修正Spalart-Allmaras(S-A)模型中模拟湍流黏性生成和耗散关系的改进方法,经过数值研究发现改进的S-A模型对于静子角区分离的模拟更接近物理实际,从而提高了对非设计工况的预估能力.      

二维激光多普勒测速系统用于测量湍流分离流动

 为解决具有回流区的高湍流度分离流动的二维测量问题,研制了一种偏振分离型二维激光测速系统;测量了非对称阶跃扩张管道中湍流分离区的平均速度向量分布;得到了回流中心位置和回流区长度等参数;部分实验结果同数值模拟结果作了比较。     

平面不可压后台阶湍流流动的数值模拟——壁面温度的影响

对平面不可压后台阶湍流流动进行了数值模拟,研究了台阶后下壁面温度对流场的影响.数值模拟采用SIMPLE算法,湍流采用k-ω湍流模型模拟.研究结果表明台阶后通道温度剖面分为大梯度区、过渡区和稳定区,对于温度剖面的过渡区在后台阶流动的回流区具有凸的特性,而在恢复区具有凹的特性.另外,数值解表明湍流模型在模拟具有分离再附着流动特性的后台阶湍流流动时具有很高的精度.     

进气道中激波-边界层干扰特性研究

针对高超进气道中激波/边界层干扰等现象,选取了24°压缩拐角及二维高超进气道DLR-GK01等算例,比较研究了混合网格并行数值模拟软件中SA、SST、TNT三种湍流模型对激波/边界层干扰等现象的模拟能力,主要考察了不同湍流模型对流场结构、壁面压强以及壁面摩阻的影响。结果表明:三种湍流模型在模拟大分离流场时存在不同的流动分离特性,TNT湍流模型较SST和SA湍流模型模拟的分离起始位置、分离区大小及边界层厚度与实验吻合度最好。     

关于风洞中用尖劈和粗糙元模拟大气边界层的讨论

尖劈和粗糙元广泛地应用于风洞试验中的大气边界层模拟，该技术成功模拟了不同地貌特征的平均风速和湍流度剖面。随着风工程研究的深入，了解尖劈和粗糙元模拟过程中的作用机理有助于准确地模拟各种大气边界层湍流功率谱和尺度特性。试验表明：尖劈利用其迎风平板的分离流产生湍流涡旋，迎风板的宽度决定了涡旋的大小和湍流脉动强度，同时迎风板阻塞比沿高度递减产生近似线性的风速剖面；粗糙元用于模拟实际地面的摩擦效应，调整平均风速和湍流度的剖面分布。遗憾的是，尖劈下宽上窄的结构特点决定了该技术模拟的湍流功率谱和积分尺度的高度变化律与实际大气边界层相反。基于对模拟机理的认识，异型尖劈上部形状有助于模拟大比例模型试验要求的湍流风场。     

均匀湍流场下矩形断面流场及气动参数数值模拟

采用大涡模拟方法数值模拟了两种矩形断面(B/H=1,B/H=2)在不同湍流来流下的流场及气动参数,采用谐波合成方法生成与目标谱一致的脉动入口风速.数值计算结果表明来流湍流对断面的流场及气动参数有较明显的影响,通过与均匀来流的计算结果作对比可以看出,湍流导致断面的阻力系数减小明显,其主要原因为背压区负压系数的增加,与实验的结果较一致;从流场分布看湍流主要影响断面尾流涡的形成,这种影响会影响尾流涡的形成.     

GAO-YONG湍流模型对湍流传热的数值模拟

将GAO-YONG湍流模型应用于湍流传热的研究,分别计算了平板剪切湍流和二维平面冲击射流的湍流传热问题.边界层剪切湍流流动与换热的计算表明:与传统的湍流模型不同,GAO-YONG湍流模型不需要对近壁区域做任何特殊处理(比如壁面函数、低Reynolds数修正等)即可模拟出从壁面到主流区的全部流动与传热情况;另外,对于冲击射流Nusselt数的模拟也得到了与实验符合较好的计算结果,准确地捕捉到了2种冲击高度下流场换热的不同特征,表明了GAO-YONG湍流模型能够较高精度地计算湍流换热.      

对称交叉激波和湍流边界层相互作用的数值研究

针对两种双尖鳍外形的对称交叉激波与湍流边界层相互作用,采用N-S方程和两种湍流模型进行了计算。研究了网格收敛性、鳍的角度和湍流模型对壁面压强、Stanton数和壁面摩擦力线的影响。弱相互作用的计算结果较好,强相互作用的壁面压强和摩擦力线的计算结果与试验吻合较好,而Stanton数的计算结果较差,峰值高达试验的2.5倍左右。随着鳍的角度的增加,壁面压强和Stanton数的分布从单调分布发展为M型分布,两者的峰值不在相同的位置。湍流模型对壁面压强和壁面摩擦力线影响很小,对Stanton数计算的影响很大,SST模型比BSL模型表现好一些。     

激波诱导二元矢量喷管内流特性数值研究

采用三种不同湍流模型分别对激波诱导二元矢量喷管内流场进行计算,并将计算结果与模型试验结果进行了分析比较,得出重整化群(RNG)k-ε二方程模型为文中数值模拟中最有效的湍流模型。对该型喷管的计算结果分析表明,喷管矢量角的计算值和实验值基本吻合;在NPR=4,ω=9.6%情况下,矢量角最大可以达到16.61°;注气位置、注气压力和喷管落压比对矢量角的影响比较大。      

风扇湍流宽频噪声特性的数值计算分析

基于Gliebe发展的风扇自噪声经验预测模型与Mugridge-Morfey发展的湍流-叶片干涉噪声分析预测模型,以GE公司R4风扇为研究对象,详细分析了风扇自噪声与转子尾迹湍流-出口导叶干涉宽频噪声(湍流干涉噪声)的特性.研究了不同的风扇设计参数和湍流参数对风扇自噪声与湍流干涉噪声的影响.计算结果表明:湍流干涉噪声对风扇宽频噪声起着主要作用,湍流干涉噪声比转子自噪声大约6~10dB,比出口导叶自噪声大约20dB.此外,出口导叶来流速度对湍流干涉噪声的影响最大,来流速度增大15%时,声功率可增大4dB左右.湍流强度对湍流干涉噪声影响较大,当湍流强度增加30%时,声功率增大约1.5dB.      

湍流模型对叶片表面换热计算的影响

为了比较湍流模型对涡轮叶片外换热计算结果的影响,采用五种湍流模型及两种壁面函数计算了NASA-MarkII导向叶片表面换热并与实验数据进行了对比,结果表明:在相同边界条件下不同湍流模型的计算结果有很明显的差别,即使是同一种湍流模型,如果采用不同的壁面处理函数其计算结果也是有很大差别的;某些湍流模型的计算值只是在某个区域较为理想,还不能找到在整个叶片表面计算结果与实验数据较为接近的湍流模型.在尚无普适性较好的湍流模型的情况下,研究在不同计算域采用不同湍流模型和壁面处理函数的计算技术,是一种较好的可行的方案.      

轴承腔油气两相流数值模拟的试验验证

为探索一种适于模拟轴承腔油气两相流流动特性的数值计算模型,建立了一套简化结构的轴承腔试验装置,通过试验研究获得了不同工况对轴承腔通风口出气比例和回油口滑油温升的影响规律.应用Fluent软件,采用Mixture多相流模型和Eulerian多相流模型分别搭配标准k-ε湍流模型和RNG(renormalization group) k-ε湍流模型对选定试验工况进行数值模拟.对比结果表明:当转速为2200r/min时,使用Mixture多相流模型搭配RNG k-ε湍流模型计算的滑油温升与试验值的相对误差仅为2.72%,体现了该计算模型在高转速时的精确性,并在此基础上获得了油气两相流速度场、压力场和温度场的分布特征.      

湍流模型及施密特数对点火位置的影响研究

准确预测燃料和空气湍流混合水平对精确模拟发动机性能至关重要.通过对Burrows&Kurkov氢气顺喷经典算例的数值模拟,研究了湍流模型和湍流关键参数(施密特数)对氢气和空气的混合程度以及点火位置的影响.数值结果表明:湍流模型对点火的位置具有一定的影响,其中Menter SST k-w湍流模型计算结果与实验值总体吻合最好;湍流施密特数严重影响着氢气和空气的混合程度以及燃烧流场的点火位置,其中Sct=0.5能满足大部分超燃冲压发动机燃烧算例的数值模拟.     

用转捩模型预测转捩及确定最佳粗糙带高度

采用SST k-ω二方程湍流模型,附加γ-Reθ转捩模型对不同迎角下的NACA0012翼型绕流进行了转捩预测,计算预测的转捩位置与实验结果符合较好,说明γ-Reθ转捩模型对转捩位置具有较好的预测能力。进一步用模型对带有粗糙带的翼型进行转捩预测,获得了不同雷诺数下刚好激发转捩又不引起过大局部压力扰动和附加阻力的最低粗糙带高度,对固定转捩风洞实验有指导意义。     

前板结构对低滞后刷式密封性能影响分析

针对不同前板结构的低滞后刷式密封,采用多孔介质模型,进行流场计算,对计算得到的上游刷丝压力、速度分布、刷丝上游靠近跑道区域的湍流动能以及刷式密封泄漏量进行分析,讨论对于低滞后刷式密封的性能的影响.分析表明:前板结构对上游刷丝压力、轴向速度分布以及刷式密封泄漏量无明显影响,对上游刷丝径向速度分布影响较大;无前板及过长前板结构,刷封上游靠近跑道区域湍流动能较大,前板开孔可降低刷丝上游靠近跑道区域的湍流动能,减弱刷丝扰动的趋势.