基于当地流动结构的RANS/LES混合模型

针对传统雷诺平均Navier-Stokes/大涡模拟(RANS/LES)混合模型固有的RANS和LES区域衔接难题,借鉴Vreman提出的亚格子(SGS)模型,提取其中描述流动状态的判断函数,利用不可压缩槽道湍流标定模型系数,构造了一个新的RANS/LES混合模型。评估算例包括不可压缩槽道湍流、稳态超声速平板边界层、NACA4412翼型绕流和亚临界雷诺数圆柱绕流。该模型作为壁面模化LES,解决了传统RANS/LES方法中速度型偏离对数律(LLM)的缺陷,且拓宽了原Vreman模型在粗糙网格上的适用性,具有较高精度。该模型同时解决了模化应力折损问题,且对大尺度分离流动的模拟精度相较传统的RANS/LES混合模型如脱体涡模拟(DES)有进一步提升。     

基于湍流模型的转捩预测方法研究

阻力的精确计算,一直是低雷诺数飞行器设计的关键.而与附面层分离和转捩相关的摩擦阻力的精确计算则是此类飞行器阻力精确计算的关键.因此,开展了基于湍流模型的转捩预测方法的研究,应用几种湍流模型对平板边界层进行计算分析,研究各湍流模型预测流动转捩的能力.由于各模型对扰动的过于敏感,引起转捩提前发生,使预测与实验差距较大,由于k-ωSST两方程湍流模型预测能力优于其它模型,在此模型基础上引入了间隙函数进行粘性系数修正,对平板和NACA 0012翼型的转捩重新进行了预测,计算结果表明改进后的模型对转捩位置具有较好预测能力.     

前体非对称涡流动临界雷诺数效应及分区特性

通过模型表面测压和油流显示,对旋成体于50°迎角在临界雷诺数区域(0.13×106~0.81×106)的压力分布和侧向力特性随雷诺数变化的演化规律进行了研究,结果表明,随着Re数从亚临界增加至临界区域,模型表面的低位涡侧首先出现层流分离气泡成为转捩分离(Tr),而高位涡侧仍处于亚临界层流分离(L),非对称更为显著,侧向力较亚临界区有所增加;随着雷诺数进一步增加,高位涡侧才成为转捩分离,此时非对称流动逐渐演变成对称流动,压力分布呈对称的平台状,侧向力明显减小,因此,通过流动分离前的压力恢复值作为判则,根据旋成体两侧边界层分别处于L/Tr和Tr/Tr状态,可将临界雷诺数区域划分为临界起始发展区和临界区。最后据此判则讨论了旋成体绕流沿轴向多种流态共存的现象。     

不可压壁湍流中基本相干结构

条带和流向涡作为壁湍流中的两类基本相干结构,对于理解壁湍流的生成演化具有重要意义。本文首先回顾了充分发展不可压壁湍流中,这两类基本相干结构从近壁区到远壁区、从低雷诺数到高雷诺数的发现、发展历程,并着重点论述其自相似和自维持的两个核心特征。然后,进一步讨论基于湍流自维持过程发现的一系列精确相干态,从N-S方程不变解的角度精确地描述了条带和流向涡构成的自维持单元。精确相干态同时具有自维持和自相似特征,且维度更低,构成了充分发展壁湍流的骨架,为采用动力系统理论研究壁湍流奠定了基础。近些年,精确相干态在解释亚临界转捩方面也获得了较大成功,为转捩的研究提供了新的视角,有望从动力系统角度关联湍流与转捩两个经典问题。     

一种基于湍流模式的转捩预测方法

通过对平板边界层进行计算分析,基于湍流模式来预测流动转捩是可行的,但预测出的转捩位置不准,比实际情况靠前。因此,本文从转捩流动的物理特征出发对湍流模式中的混合尺度作出了修正,提出了一种考虑间歇函数影响的k-ωSST两方程湍流模式。采用该模式来对平板湍流边界层和不同攻角下的NACA0012翼型绕流进行了转捩预测,计算结果表明,改进后的模式对转捩位置具有较好的预测能力。     

高湍流度对平板边界层传的热影响

在雷诺数为１０６—１０７之间对０．１％—２５％湍流度的自由来流流过平板边界层传热问题进行了实验与数值研究。实验是在吸入式风洞内进行，用自由来流冷却加热平板，自由来流的湍流度可高达３０％。计算模型针对二维定常流，采用代数应力（热流）湍流模型，用ＳＩＭＰＬＥ算法进行计算。结果表明：高湍流度自由来流可使平板的平均Ｓｔａｎｔｏｎ数增加８５％。     

高雷诺数时串列双圆柱平均压力的实验研究

通过风洞实验给出了二维串列双圆柱在高雷诺数时的平均压力分布，实验在低湍流度的均匀流中进行，模型表面光滑。实验结果发现；在亚临界雷诺数时串列双圆柱临是距时有一些新的现象。在超临界雷诺数时串列双圆柱的平均夺力分布显示出与亚临界雷诺数时截然不同的特性。就总体而言，超临界雷诺数时前后柱间的相互干扰要比亚临界时小得多。     

采用γ-Re_(θt)模型的转捩流动计算分析

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。     

真实气体效应对双楔绕流流动特性的影响

为研究高马赫数下真实气体效应对双楔绕流流动特性的影响，采用量热完全气体模型和化学非平衡气体模型两种气体模型对层流流态、转捩流态、全湍流流态的双楔绕流流场进行了数值模拟，其中转捩流态计算采用基于间歇因子的γ-Re_θt转捩模型，全湍流计算中采用k-ωSST湍流模型。结果表明：双楔拐角附近发生流动分离，与量热完全气体模型相比，相同流态下，化学非平衡气体模型计算得到的分离区尺寸更小。在边界层转捩位置的分析中发现，双楔拐角附近的分离区对边界层转捩有重要影响，分离激波产生的位置与边界层开始转捩的位置高度吻合，与量热完全气体模型相比，化学非平衡气体模型时的边界层转捩起始位置更靠后。针对真实气体效应下单位雷诺数、拐角角度对边界层转捩的影响规律研究发现，真实气体效应在一定程度上抑制了分离区内的转捩流动，随着单位雷诺数减小、拐角角度增大，真实气体效应对边界层转捩的影响随之增大。     

Gamma-Theta经验转捩模型在DES中的应用

与RANS湍流模型相比,DES湍流模型的边界层外自由流部分存在LES区,该区域的涡粘性会有所降低。为了研究了这一特征对γ-Reθt转捩模型的影响,以平板实验为算例,选取基于k-w SST湍流模型的DES模型和DDES模型,检验γ-Reθt转捩模型在DES模型和DDES模型中的表现。结果表明：DES模型和DDES模型使转捩位置推迟,SST—DES模型由于对网格过度敏感而没有触发转捩,SST—DDES模型使转捩位置后移较少;DDES模型比DES模型更适合γ-Reθt转捩模型;转捩经验关系需要进行修正后才能将γ-Reθt应用于DDES模型。     

壁面湍流模型对湍流分离流动数值模拟的影响

本文用三种近壁湍流模型计算了二个二维的湍流分离流动：单包流动和多包流动。结果表明：二层模型和低Reynolds数模型具有类似的特性。它们基本上给出合理的分离流动结构。壁函数的方法由于对数律的假定基本上不适合于计算湍流的分离流动。     

颗粒在非各向同性均匀湍流中的扩散

本文是颗粒在非各向同性均匀湍流场中扩散的数值研究结果。通过采用一组预置协方差的随机数模拟雷诺应力来表示随机的湍流流场。本文报导了湍流强度、速度松弛时间和雷诺应力对颗粒扩散的影响。     

光滑通道内格栅湍流特性实验

为了更好地模拟实际涡轮叶片内冷通道的流动换热,采用格栅对光滑通道内湍流度进行控制。并通过实验的方法对不同格栅尺寸激发的湍流度进行测量。实验中,在边长为80mm×80mm的方形通道中,放置了3种不同尺寸的格栅,利用热线风速仪,得到了通道雷诺数为5000~30000范围内的格栅后下游湍流特性。研究发现:流体通过该格栅后,气流在流经格栅后较短距离内就获得了4.5%的湍流度,同时湍流度沿程呈现衰减趋势,雷诺数对湍流度的影响较小。湍流积分时间尺度与雷诺数呈负相关的关系。      

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.      

用二阶矩两相湍流模型模拟鼓泡床内气泡—液体湍流两相流动

建立了二阶矩气液两相湍流模型，模拟了不同工况下二维矩形断面气液鼓泡床中气泡－液体湍流两相流动，给出了气泡和液体的速度场、气泡体积分数和两相雷诺应力分布，基本工况的模拟结果与美国俄亥俄州立大学PIV测量结果符合较好。文中研究了不同气体表观速度对两相流场的影响。模拟结果显示了鼓泡床内液体的回流流动和气泡的上升运动、各向异性的上湍流，气泡湍流脉动比液体的强，以及气泡体积分数和两相湍流强度随着气体表观速度的增大而增大等规律。     

高温化学非平衡湍流边界层脉动量象限分析

高超声速飞行器在较低空域以极高马赫数飞行时，表面会同时存在湍流与化学非平衡流动，但目前针对此类高温化学非平衡湍流边界层流动特性的研究工作还比较有限，对不同湍流特征的主导流动机制的认识还有待于进一步深入。选取高超声速楔形体头部斜激波后的流动状态，设置3种不同的壁面温度，通过直接数值模拟对比了不同壁温条件下的边界层参数分布特性，并采用象限分解技术分析了边界层不同象限流动事件对雷诺剪切应力、湍流热流、湍流质量扩散的贡献。结果显示：在整个边界层中上抛和下扫运动对雷诺剪切应力的贡献占优；冷壁效应会使得流向和法向湍流热流通量的主导流动事件在温度峰值两侧发生改变。O原子组分流向湍流组分扩散主要受到高质量分数流体慢速运动事件和低质量分数流体快速运动事件的影响，而法向湍流组分扩散则主要受到高质量分数流体向上运动事件和低质量分数流体向下运动事件的影响。     

Robust and efficient computation of turbulent flows around civil transport aircraft at flight Reynolds numbers

This work aims at providing numerical methods that enable the robust and efficient simulation of turbulent flows around civil transport aircraft configurations at flight Reynolds numbers. Robustness problems related to the multigrid treatment of advanced transport equation turbulence models have been identified preventing convergence of simulations at high or flight Reynolds numbers. Therefore the application of multigrid to the turbulence equations is omitted while the multigrid treatment of the mean flow equations stays unchanged. Moreover, a fully implicit time integration scheme – a DDADI approach – is applied to the turbulence equations. The new approach raised robustness to a sufficient level to converge viscous computations at flight Reynolds numbers. Furthermore, the convergence speed of aerodynamic coefficients for three dimensional applications has also been improved significantly.     

旋转槽道湍流的格子Boltzmann方法模拟

基于多松弛格子Boltzmann方法的大涡模拟对雷诺数为194,旋转数从0~5.0的旋转槽道湍流进行数值模拟.采用动态亚格子应力模型模化滤波后的不封闭项,修正二阶矩作用力模型计算压力梯度、哥氏力.对平均速度、均方根脉动速度、雷诺应力以及湍流结构进行了计算.结果显示哥氏力使流场平均速度呈现不对称性:在压力面,随着旋转数的增加,湍流度增强;而在吸力面湍流脉动减弱,具有层流化的趋势.将格子Boltzmann模型与直接数值模拟求解进行对比,结果验证了格子Boltzmann方法在旋转湍流模拟中的可行性.      

Recent developments in scaling of wall-bounded flows

Proper scaling of a fluid flow permits convenient, dimensionless representation of experimental data, prediction of one flow based on a similar one, and extrapolation of low-Reynolds-number, laboratory-scale experiments to field conditions. This is a particularly powerful technique for turbulent flows where analytical solutions derived from first principles are not possible. We review in the present paper the topical development in scaling the canonical turbulent boundary layer and pipe and channel flows. Additional to utilizing some of the most comprehensive and high-quality databases available to date, the article focuses on contemporary advances in analytical and asymptotic approaches to determine the mean-velocity profile as well as to scale higher-order statistics. The current debate concerning the mean-velocity profile of turbulent wall-bounded flows has ruled out neither a logarithmic nor power law behavior. Furthermore, a Reynolds number dependence of the mean-velocity profile has not been excluded either. Clearly, a more complex functional form is needed to describe the profile. The present results can be utilized to extrapolate the available low-Reynolds-number physical and numerical data to the more practically important high-Reynolds-number field conditions. Knowledge of the proper scaling of the canonical cases can also be useful to non-canonical wall-bounded flows as well as to calibrate turbulence models and flow sensors in the vicinity of walls.     

湍流大涡数值模拟进展

本文简要陈述湍流大涡数值模拟的原理、优点,着重讨论湍流大涡数值模拟方法的关键问题及其可能解决的途径,包括脉动的过滤、亚格子模型、近壁模型和标量湍流的大涡数值模拟中的特殊问题.文章强调大涡数值模拟中亚格子应力的本质是可解尺度湍流和不可解尺度湍流动量间的输运,并以作者最近提出的新型亚格子模型说明发展亚格子模型的正确途径.文章最后提出湍流大涡数值模拟近期需要迫切解决的问题和其他具有挑战性的方向.