风雷软件LES开发设计与验证

基于国家数值风洞风雷软件开源框架，设计开发了LES(Large Eddy Simulation)湍流模型，主要包括Fourier谱/有限差分方法 LES求解器和有限体积/有限差分方法 LES求解器。简要介绍了采用的不可压缩流动求解的投影法、Fourier谱/有限差分混合方法、亚格子模型等理论方法，给出设计的软件框架和计算流程，尤其说明采用的松/紧2种耦合模式。通过数值模拟不可压缩槽道湍流、亚临界雷诺数圆柱绕流、NACA0012临界攻角的低频振荡算例，验证求解器的计算精度和复杂湍流模拟能力。基于风雷开源框架设计的开源LES模型，具备高精度数值格式、亚格子模型、湍流统计等通用模块，可为国内学者提供一个LES湍流模拟研究的开放平台。     

关于约束大涡模拟方法的一些思考

高雷诺数壁湍流是工程设计和应用中非常重要的问题之一,其高效高精度的模拟方法一直是湍流研究的重要研究方向。约束大涡模拟方法(CLES)是近些年提出的新模拟方法之一,和传统的RANS/LES混合方法不同,CLES在全场做LES计算:在靠近壁面的内区,它采用带约束的亚网格模型,而在外区,它使用传统的亚网格模型。经过近10年的努力,CLES方法已经在不可压/可压缩附着流、不可压缩/可压缩分离流等经典算例中得到了验证,并成功应用于航空气动中复杂流动的模拟。本文在介绍CLES方法基本原理的基础上,对CLES方法应用中的一些问题进行了讨论,最后对CLES方法的未来研究方向也做了一些概括。     

一种新型的动态RANS/LES混合方法

为解决RANS/LES混合方法过渡依赖网格疏密的问题,使用熵函数fs作为交界面函数构造一种新型的动态RANS/LES混合方法。同时采用脱体涡模拟方法 (DES97),对平板边界层流动、超声速凹腔-压缩拐角流动以及超声速底部流动进行数值模拟,并与实验数据进行对比。结果表明,无论对于附体流动区域还是分离区域,fs都能够动态地指示出边界层的范围。构造的动态RANS/LES混合方法能够显著缓解DES97由于网格因素导致的雷诺应力模化不足的现象,同时保证分离区域涡结构的求解精度。另外,熵函数fs是从能量耗散的角度进行构造,并不依赖于特定的湍流变量,因此更具有普适性。     

连续尺度变换方程在稳态及非稳态流动模拟中的应用

为了提高涡粘性假设的湍流模型对于非稳态流动的求解精度,同时兼顾其对于稳态流动的求解性能,将雷诺应力项与连续变换方程(CSSE)结合而形成新的应力项,使其根据流场尺度、网格尺度及Kolmogorov尺度来自动调节当地的应力雷诺应力模化水平,避免网格因素在流场模拟中产生不利影响,改正了混合RANS/LES方法的速度型偏离对数率问题;同时,该方法并未引入显式亚格子模型(SGS),因此回避了亚格子系数确定对于流场模拟精度产生的影响,改善了湍流模型对于流动不稳定性的辨识精度。在湍流平板算例中,CSSE方法计算的边界层速度型精度与雷诺平均方法(RANS)相当,而对于圆柱尾迹的模拟则证明了CSSE方法具有混合RANS/LES方法的优点,即能够准确模拟流动的不稳定性特征。     

弯曲壁面流动分离及再附的尺度解析模拟

为准确预测弯曲壁面发生的流动分离及再附现象,基于模拟应力混合思想构建了新的RANS/LES混合框架,涡黏系数和湍动能耗散项中的长度尺度同步切换、涡解析区动态确定亚过滤尺度模型系数、采用混合过滤尺度匹配动态模型,并据此构造了k-ω基动态应力混合模型。首先利用槽道湍流检验了基准的亚过滤尺度模型和近壁RANS模型,前者解析获得了正确的湍流脉动近壁行为和相干结构,后者以很小代价捕捉到了雷诺应力分量的各向异性和松弛效应。随后利用周期性山算例考核了动态应力混合模型对分离再附湍流的预测精度,并与DDES,IDDES及SAS模型进行了对比。结果表明,三项改进使得动态应力混合模型具有近壁模拟能力且不存在对数律不匹配问题,涡解析能力优于DES类隐含的准代数模型,能够更好地捕捉压力梯度诱导的流动分离和再附,获得更为准确的壁面剪切应力、摩擦系数、压力系数、回流区,分离剪切层相干结构的分辨率更高。     

一种改进的类DES湍流模拟方法

构造了一种基于一方程S-A(Spalart-Allmaras)模型和一方程Yoshizawa亚格子模型的混合RANS/LES(Reynolds-averaged Navier-Stokes/large eddy simulation)湍流模拟方法.在涡黏假设的基础上,将Yoshizawa亚格子湍动能方程转化为等效的亚格子湍流涡黏性输运方程,并采用混合函数将其与S-A模型方程进行混合,从而改进了DES(detached eddy simulation)模型的亚格子行为,同时克服了其依靠网格控制模型转换的缺点.模拟了超声速的带斜坡凹腔流动,并与相同网格下的LES及DES结果进行了比较,结果表明该混合RANS/LES方法在远离壁面的自由剪切流区域与LES行为一致,而在附着边界层区域表现优于LES和DES方法.      

超声速湍流边界层中横向声速喷流的混合LES/RANS模拟

通过对超声速湍流边界层中横向声速喷流的计算,对一种混合大涡/雷诺平均Navier-Stokes(LES/RANS)模拟方法进行了测试,该方法采用一个依赖于到壁面的距离及当地湍流参数的混合函数结合两方程k-ω SST(shear stress transport)湍流模型和混合尺度亚格子模型来封闭湍流项.计算结果表明:混合模拟方法能够捕捉到喷流/湍流边界层相互干扰的非定常大尺度结构,且对分离区长度、壁面静压峰值和膨胀区静压分布的计算精度要高于RANS(Reynolds-averaged Navier-Stokes)方法.      

复杂湍流流动的混合RANS/LES方法研究

混合RANS/LES方法是近年来复杂湍流模拟的重要方法。简要回顾了混合RANS/LES模拟方法的发展历程,着重总结和分析了分离涡混合模型、类Menter SST混合模型以及湍流能量谱一致混合方法三类混合模型的构造方法和发展历程,对这三种方法的应用以及优缺点进行了简要评述,最后指出了混合RANS/LES方法发展应该兼顾的问题,为下一步的混合RANS/LES模拟提供了参考。     

基于RANS/LES混合方法的分离流动模拟

飞行器在大迎角、快速俯仰机动时,流场中含有大尺度、非定常的涡结构,传统雷诺平均Navier-Stokes （RANS）模型不能准确模拟流场结构,根据国际上相关研究的发展趋势,需要采用混合RANS/大涡模拟（LES）模型来对复杂分离流动进行准确模拟。本文对基于分区混合与湍流尺度混合的双重RANS/LES混合计算模型进行发展与应用。通过典型简化模型的静、动态湍流大分离流动,测试和验证所采用的脱体涡模拟（DES）类方法,重点研究改进的延迟DES （IDDES）模型在动态问题应用中的正确性和有效性,并对所采用的数值模拟方法和相应的计算软件的可靠性、鲁棒性以及精度进行了考核验证。典型算例包括超声速圆柱底部流动、跨声速方腔流动、NACA0015机翼深失速分离涡模拟等。计算表明：发展的IDDES类混合计算模型可有效解决对数层不匹配的问题;对于定态非定常分离流动,DES、DDES、IDDES等模型计算结果差别不大,随着流动的非定常特性增强,IDDES模型的优势逐渐显现;对于动态非定常分离流动,则需要采用IDDES类模型。     

亚临界圆柱绕流的DES方法比较

针对地面结冰试验设施喷雾系统尾迹湍流模拟需求,考察了3种脱体涡模拟(DES)方法对三维亚临界圆柱绕流预测的准确性,比较和分析了瞬时流动特征和流场统计量。研究发现:1)从瞬时流动特征来看,k-ω雷诺平均NavierStokes(RANS)控制的区域对剪切应力输运k-ωDES(SSTk-ωDES)求解的准确性有显著影响;2)从流动参数统计量的误差范围来看,回流区长度和流向最小速度的预测质量能在一定程度上反应圆柱绕流数值模拟的准确性;3)综合比较,SSTk-ωDES预测值与试验值和大涡模拟(LES)数据最为吻合,具有应用于地面结冰试验设施喷雾系统尾迹湍流计算的潜力。     

分区LES/DES混合方法及缝翼三维流场模拟

提出一种分区大涡/脱体涡模拟混合方法,采用高阶空间有限差分方法和二阶隐式LU-SGS时间推进方法,对有限展长缝翼的三维流场进行了数值计算。该混合方法吸收了脱体涡模拟方法和大涡模拟方法各自的优点,在非核心区域使用脱体涡方法进行计算,相对于大涡模拟方法具有较高的计算效率;相对于分区脱体涡模拟中采用的雷诺平均方法,在计算量没有明显增加的条件下提高了对流场各尺度流动的模拟能力。计算结果与风洞实验数据吻合良好,同时缝翼流场主要观测点的压力脉动数据为后续缝翼噪声分析和低噪声优化提供了基础。     

使用RANS/LES混合方法对钝前缘三角翼进行数值模拟(英文)

阐述了建立在一方程湍流模型基础上的分离涡模型(DES)和延迟脱体涡模型(DDES),它们很好地模拟了壁面附近的小尺度流动。该方法在大攻角分离流区域,使用了亚格子应力的Smagorinsky大涡数值模拟,模拟亚音速旋涡流动。使用大攻角下的钝前缘65°大后掠三角翼模型,研究了CFD对涡的发展、破裂以及复杂涡的发展和演变的模拟能力。研究结果说明了方法对模拟分离流动是可行的。     

高雷诺数槽道湍流的壁面模化大涡模拟研究

选取基准壁湍流的槽道流动,研究了多种模型的壁面模化大涡模拟.模型包括经典的大涡模拟、Spalart-Allmaras、分离涡模拟和一种动态混合模型.基于摩擦速度的雷诺数范围为395~12000,采用3组粗糙网格,流向和展向维数分别同取37,49和65,法向维数保证y+(1)~1.主要研究平均速度、雷诺切应力分布、详细分析了各模型的特性差异并展示了相应的湍流结构.研究表明:在高雷诺数粗糙网格下,大涡模拟失去求解精度,分离涡模拟出现对数律不匹配,动态混合模型的计算接近直接数值模拟,其对数率区可解应力约占雷诺切应力的93%,边界层外层可解应力约占99%.这说明合适的混合模型可以在经济成本下保证计算精度,具有解决实际问题的潜力.      

湍流大涡数值模拟的现状与展望

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.     

直方管内充分发展湍流的大涡模拟 第一部分

本文用大涡模拟的方法对直方管内Ｒｅ＝４．９×１０￣４的充分发展湍流运动进行数值模拟，所得结果清楚地显示了二次流的存在。统计平均量的数值结果也与实验结果吻合甚好，这表明大涡模拟是高雷诺数复杂湍流运动数值模拟的一个有效手段。     

直方管内充分发展湍流的大涡模拟 第二部分

本文第一部分用大涡模拟的方法对直方管内Ｒｅ＝４．９×１０￣４的充分发展湍流运动进行了数值模拟。所得结果证实大涡模拟是高雷诺数复杂湍流运动数值模拟的一个有效手段。在本文第二部分用所得的数据库对湍流运动的结构和形态进行了分析，并且用流体质点运动图形显示了湍流运动的二次流。     

平直槽道内湍流运动的大涡模拟

为在中型机上实现对湍流运动的大涡模拟,采用Moin的基本模型,在数值计算中采用了诸如高斯滤波函数、速度压力交错网格、谱方法以及一种简单的压力计算的修正等方法和技巧,计算结果与Moin结果比较,表明在我国现有条件下也有可能进行大涡模拟方面的工作。     

基于非Favre过滤的动力学非线性亚格子模型

采用直接过滤的Navier-Stocks（NS）方程组作为可压缩湍流大涡模拟控制方程组。方程组中因过滤产生的高阶相关项用Taylor级数展开近似表达,并仅保留级数的一阶导数项。因为截断级数产生的误差相当于丢失了模型的部分耗散作用,采用一种动力学非线性亚格子模型来补偿丢失的耗散影响。用模型模拟了超音速湍流平板边界层及绕双椭球高超声速湍流,并将所得结果与经验公式和计算结果进行了对比。对比表明模型可以有效的模拟可压缩湍流流场。     

空间发展混合流的大涡模拟

采用大涡模拟方法数值模拟了空间发展混合流，通过在平均流中引入小扰动，研究了混合流大涡结构的产生和演化过程，捕捉了展向涡的卷起、配对、合并，以及二次流向涡的出现等大尺度的三维拟序结构。与实验及直接数值模拟的结果相比，吻合程度较好，表明本文所采用的LES方法对湍流的数值模拟是切实可行的。