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高超声速钝楔边界层转捩大涡模拟 总被引:2,自引:0,他引:2
以五阶迎风和八阶对称格式混合差分格式求解三维可压缩滤波Navier-Stokes方程,对来流Mach数为6.0、半锥角5°的高超声速空间发展钝楔边界层转捩至完全湍流进行了大涡模拟。时间推进采用紧致存储三阶Runge-Kutta方法,亚格子尺度模型为Driest因子修正的Smagorinsky涡黏性模型。通过定常流场入口边界附近吹/吸引入不稳定扰动斜波的方法数值模拟得到了层流失稳转捩直至完全湍流的空间发展全过程。对扰动的线性、非线性增长以及湍流斑的形成和发展进行了分析,给出了转捩及完全湍流下的速度相关量统计并与实验、DNS结果进行了对比分析,计算结果与理论及实验吻合。 相似文献
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Fourier伪谱方法在不可压缩平板边界层研究中的应用 总被引:1,自引:1,他引:0
以三维不可压缩平板边界层为研究对象,扰动形式N-S方程为控制方程,从空间模式的角度,直接数值模拟了三维不稳定T-S波传播的过程.时间离散采用三阶精度混合显隐分裂格式,空间离散则结合Fourier伪谱方法及高精度紧致有限差分逼近,法向采用非等间距网格坐标变换,出口边界条件采用嵌边函数法,程序采用MPI(Message passing interface)并行方法编写.实例验证,该方法计算结果与流动稳定性分析的结果一致. 相似文献
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采用Navier-Stokes方程直接数值模拟槽道流动中湍斑的形成和发展.建立高精度、高分辨率的三维耦合中心差分格式,并和时间分裂法、高阶迎风差分格式一起组成高效的高阶紧致差分方法;克服一般高阶中心差分格式不适用于边界邻域的困难,可用于包括边界邻域在内的整个计算区域;在边界上满足Navier-Stokes方程的无反射和压力条件,保证了格式的精度和一致性.通过模拟槽道流动中从壁面脉冲到湍斑的演化过程,显示出湍斑内雷诺应力和速度、压力脉动等湍流的基本特征,表明了湍斑的生成与壁面脉冲的强度和Re数大小直接相关. 相似文献
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构建了边界层壁面局部脉冲扰动诱导大涡结构的初始理论模型,采用直接数值模拟的方法,研究了边界层壁面局部脉冲激发大涡结构起因的问题.计算结果表明:局部脉冲激发大涡结构成因的许多特点,如幅值演化、雷诺切应力功率、高低速条纹结构、流向涡的产生、上喷和下扫过程、平均速度剖面存在的拐点和严重扭曲以及类似于发卡涡的特征等现象与实验结果和某些数值结果非常相似;另外,壁面局部脉冲的强度、影响区域、加载时间、分布方式对边界层流中大涡结构起因的特性起着决定性的作用,壁面脉冲也是边界层流中激发大涡结构的重要途径之一. 相似文献
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《空气动力学学报》2018,(5)
利用DPLR隐格式收敛快、适于并行计算的特点,结合DPLR在多块结构网格的对接边界处理,提出了一种隐式对接边界条件数学模型与数值处理方法。以二维和三维球头绕流为算例,研究了网格分块方式对DPLR隐式算法稳定性和收敛性能的影响。通过返回舱复杂绕流问题数值模拟、气动特性检验分析以及与风洞试验对比,考察了算法在复杂外形数值模拟中的能力和高收敛性能特点:在非求解方向上进行网格分块,不会对DPLR算法的收敛性能产生影响;而在求解方向上进行网格分块,特别是分块位置在边界层内,会降低算法的稳定性和收敛性;提出的隐式对接边界条件处理方法,能改善在求解方向上进行网格分块造成的算法稳定性和收敛性能下降的问题。DPLR算法结合隐式对接边界条件能够成功应用于类返回舱外形体复杂流动数值模拟,且收敛速度较快。 相似文献
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在边界层壁面上,设计局部抽吸结构,采用直接数值模拟的方法,获得稳定的三维基本流.在此基础上,研究稳定及最不稳定的二维扰动T-S波的时、空演化机制;进一步探讨了局部抽吸的形式、强度大小及分布结构对二维T-S波的非线性演化影响及其对增长率的贡献大小.结果表明,局部抽吸结构诱导产生的三维基本流是扰动波得以快速增长的一个关键性因素,这是由于平均流剖面的改变及展向速度的出现,增强了流体运动中的不稳定性、扩大了中性曲线的不稳定区域范围.在最不稳定的二维扰动T-S波的非线性演化过程中,由于非线性作用的不断增强,逐渐激发产生出三维扰动波及高次谐波,其三维扰动波的流向波数和频率与二维扰动波的流向波数和频率相同;同时展向速度的大小对二维扰动波的增长、流动的失稳、流向涡的形成等方面都起着激励的作用.随着时、空的不断发展和非线性作用的迅速加强,正、负相间的流向涡逐渐形成,强度逐渐增大,流向涡的影响区域也在不断扩大,涡的形状逐渐拉伸变长,并出现强的剪切层,流动开始失稳等其它机制;这些结论与文献[4、5]的结果相吻合. 相似文献
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为研究可压缩混合层的流动结构,采用七阶精度广义紧致格式离散对流项和用显式八阶精度的中心格式离散粘性项,数值求解了非定常三维可压缩Navier-Stokes方程。用约4亿规模的网格,直接数值模拟了对流马赫数为0.7的超声速可压缩混合层的空间发展流动,获得了自初始流动失稳直至充分发展湍流流动结构的精细演化历程,所得结果表明:大尺度涡结构的生成使得混合层的动量厚度快速增长,并主宰了由被动标量质量分数展示的可视混合厚度的量级,充分发展湍流的小尺度的结构主要使得该量级厚度内的流质混合趋于均匀,对可视厚度增长的贡献非常有限。 相似文献
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基于理论上湍流相干结构复涡黏性模型对涡黏性系数的分析,应用热线测速技术测量了平板湍流边界层多尺度相干结构动力学方程中非相干结构成分对相干结构贡献的雷诺应力分量与相干结构流向速度流向变形率之间的相位差。分析了湍流边界层相干结构猝发过程中,非相干结构成分对相干结构贡献的雷诺应力分量与相干结构流向速度流向变形率之间的相位差沿湍流边界层法向的变化规律,为建立更加符合实际的湍流模型提供了实验依据。 相似文献
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通过直接数值模拟,研究了钝体头部边界层“逾越”型转捩的问题。在计算上,利用高阶紧致差分格式和高分辨率的无反射边界条件,求解全N-S方程,并将局部有限幅值扰动直接引入到钝体头部的曲面边界层中。摈弃了目前国际上通常采用的周期边界条件,以及以平板代替曲面的做法。结果表明:流场转捩的发生与一种类似“发卡”状的拉伸结构出现有关,而国外的计算结果中并未发现这一结构。此外,流场的失稳过程和物理图像也存在较大差异。这说明国外目前的做法和结论是值得商榷的。同时,模拟的结果也说明,这种方法对研究大扰动转捩来说是一条行之有效的途径。 相似文献
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本文给出一种计算飞机机翼上定常和非定常跨音速气动力的数值解法,使用了一种特殊设计的坐标变换,是用时间精确交替方向隐式(ADI)有限差分算法来求解非定常跨音速修正三元小扰动位势方程。给出了F5战斗机机翼的数值结果并与XTRAN3S,ATRAN3S及试验结果进行了比较,表明本方法是有效的和经济的。 相似文献
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粗糙元诱导的高超声速边界层转捩 总被引:2,自引:0,他引:2
基于有限体积方法,直接数值模拟了高超声速边界层内不同形状粗糙元导致的强制转捩现象;为了能够深入探究强制转捩机理,解析小尺度运动,同时又能够较好地捕捉激波,采用高阶色散最小耗散可调(MDCD)格式对Navier-Stokes方程组对流项进行重构。计算结果表明,数值结果与对应的实验值吻合较好;该方法能解析小尺度的流动结构以及规则结构的破碎与失稳过程,可揭示粗糙元引起的强制转捩机理,即此类强制转捩主要由粗糙元顶部的三维剪切层失稳导致。对多种粗糙元的转捩效果进行了定量研究,影响因素包括粗糙元形状、几何参数等。 相似文献
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马赫数为6的高超声速钝锥湍流边界层空间演化的直接数值模拟 总被引:3,自引:0,他引:3
首先求解了来流马赫数为6的零攻角高超声速钝锥边界层的层流基本流场,在选定的计算域入口引入一组有限幅值的T-S波扰动,用高精度差分格式对流动进行了直接数值模拟.引入的扰动触发了转捩,从而得到了空间模式下的湍流边界层.研究了湍流平均场与脉动场的统计特性,给出了相干结构的流动显示图,并对强雷诺比拟的结论进行了检验. 相似文献