共查询到17条相似文献,搜索用时 156 毫秒
1.
应用GAO-YONG湍流模式数值模拟三维激波/湍流边界层干扰 总被引:2,自引:1,他引:2
应用GAO-YONG可压缩湍流模式数值模拟了三维激波/湍流边界层干扰算例之一——单鳍流动.攻角20°,来流马赫数2.93,雷诺数9.8×105.对流项和扩散项分别采用Roe格式和二阶中心差分格式计算.Runge-Kutta显示时间推进方法求解了半离散的控制方程.包括壁面压力分布,边界层内流动偏移角等在内的计算值与试验数据进行了比较.准确地预测出了三维激波/湍流边界层干扰流场的主要流动特性——λ波结构,主分离涡核,膨胀区,滑移线等.计算与Alvi等提出的单鳍流动的理论模型符合很好,得到了平板表面压力以及分离线、再附线等在单鳍流动中所独有的半圆锥特性. 相似文献
2.
用GAO—YONG可压缩湍流方程数值模拟了Delery管道凸起跨音流场中的激波湍流边界层干扰现象。分析了GAO-YONG可压缩湍流方程组对湍流的非平衡、多尺度、各向异性等特性的描述能力。计算中对流项、扩散项分别采用二阶ROE格式和二阶中心差分格式离散,并用多步Runge-Kutta显式时间推进法求解了空间离散后的控制方程。计算很好地模拟到了压力平台区、“入”波结构等典型激波湍流边界层干扰的流动现象,也得到了壁面压力分布、平均速度剖面以及雷诺应力分布等,并与相应的实验数据进行了对比分析,两者符合很好。 相似文献
3.
为研究湍流模式对激波/湍流边界层干扰内流流动的影响,提高数值计算准确度,使用SA,SST k-ω,非线性EASM k-ω,Gao-Yong四个湍流模式对Sajben扩压器内激波/湍流边界层干扰流动进行了数值计算。对流项采用Roe格式离散,扩散项采用二阶中心格式离散,离散后的控制方程用多步Runge-Kutta显示时间推进法求解。文中展示了四个湍流模式计算得到的壁面压力、速度剖面、摩阻系数等分布。计算值与实验值符合很好,四个湍流模式总体上能够较好地模拟扩压器内激波/湍流边界层干扰复杂分离流动。Gao-Yong湍流模式对分离区内的压力、速度型的模拟更加准确,而非线性EASM k-ω模式对分离再附点位置计算最理想。 相似文献
4.
本文采用时均N-S方程和Baldwin/Lomax代数湍流模型计算了典型拉伐尔喷管内正激波与湍流边界层干扰流场。计算与实验结果的比较表明,方法可准确地预测激波结构,激波与边界层干扰区流动特征,激波位置、激波前马赫数和壁面压力分布等。 相似文献
5.
针对超燃进气道湍流边界层/激波干扰引起的分离问题,采用基于5阶WENO数值格式的大涡模拟(LES)方法开展流场湍流非定常预测,旨在分析进气道湍流化技术实现进气道起动的可行性。研究表明,平板激波/湍流边界层干扰(STBLI)问题,LES方法能够清晰、可靠预测反射、分离激波形成过程及激波与充分发展湍流边界层的相互干扰,定量结果与试验一致;进气道研究方面,层流状态下,激波干扰产生强分离,导致进气道堵塞,而采用湍流化控制后试验和计算均表明流场分离明显减小,流场稳定且无明显堵塞现象,进气道可以起动,总压恢复系数达到要求,该结果表明,利用强湍流化减弱分离,实现进气道起动思想是可行的。 相似文献
6.
7.
8.
9.
运用GAO-YONG可压缩湍流方程组,采用同位网格SIMPLE算法,对扩压器跨声速流动中的二维激波/湍流边界层干扰现象进行了数值模拟。将计算得到的流场的时均参数与实验值进行比较,数值模拟结果在激波强度、壁面压力分布以及分离点和再附点位置等方面,与实验值吻合较好,表明GAO-YONG可压缩湍流方程组能够比较准确的模拟较强激波/湍流边界层干扰流动,从而进一步为GAO-YONG湍流模型的正确性及其在可压缩流场模拟方面的适用性提供了佐证。 相似文献
10.
求解可压缩流动的同位网格SIMPLE方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
在Rhie-Chou动量插值的基础上,推导了同位网格可压缩SIMPLE算法.经过无粘流超音速凸包算例和激波/湍流边界层干扰算例计算发现,如果对流项采用高阶有界HLPA格式,密度插值采用一阶迎风和中心差分的混合格式,这种算法能够很好地模拟凸包超音流的流动现象,在采用了新型GAO-YONG湍流模型后也能够较好地模拟激波/湍流边界层干扰. 相似文献
11.
A numerical simulation of shock wave turbulent boundary layer interaction induced by a 24° compression corner based on Gao-Yong compressible turbulence model was presented.The convection terms and the diffusion terms were calculated using the second-order AUSM (advection upstream splitting method) scheme and the second-order central difference scheme,respectively.The Runge-Kutta time marching method was employed to solve the governing equations for steady state solutions.Significant flow separation-region which indicates highly non-isotropic turbulence structure has been found in the present work due to intensity interaction under the 24° compression corner.Comparisons between the calculated results and experimental data have been carried out,including surface pressure distribution,boundary-layer static pressure profiles and mean velocity profiles.The numerical results agree well with the experimental values,which indicate Gao-Yong compressible turbulence model is suitable for the prediction of shock wave turbulent boundary layer interaction in two-dimensional compression corner flows. 相似文献
12.
跨声速翼型绕流的Euler/边界层方程干扰数值解 总被引:2,自引:0,他引:2
本文利用Euler方程和可压缩湍流边界层积分方程研究绕跨声速翼型的有粘与无粘强干扰流动。应用有限差分法在贴体的网格上求解时间相关的Euler方程,以剪功积分方法求解翼面贴附和分离湍流边界层流动,并引入一个松弛方程描述剪应力对上游湍流历程的延迟响应。有粘/无粘干扰采用表面源模型。计算结果表明,对翼面存在强干扰流动情况,获得了与实验值基本吻合的结果。 相似文献
13.
壁面温度控制对平板边界层影响的数值研究 总被引:2,自引:0,他引:2
通过对零压力梯度的平板边界层流动施加温度控制,展开壁面温度控制对平板层流边界层和湍流边界层影响的研究,探索温度控制对平板转捩雷诺数和壁面摩擦阻力的影响规律。采用带有转捩模式的三方程湍流模型对平板边界层流动进行数值模拟,重点考察了壁面摩阻系数、平板转捩雷诺数、湍流边界层流动随壁面温度变化的规律。计算结果表明在壁面温度从288 K 增大到432 K 时,边界层转捩雷诺数增大约36%,表面摩擦阻力减少约9.6%。研究分析表明:加热控制使层流区域温度边界层内粘性作用增强,雷诺切应力和湍动能减小,流动更加稳定;而湍流区域边界层内粘性底层中速度梯度和粘性切应力减小,导致壁面处摩擦切应力减小。因此壁面加热控制可以延迟边界层转捩,减小湍流区摩阻系数,并减小平板摩擦阻力。 相似文献
14.
This article is devoted to the experimental works carried out in the R2Ch blow-down wind tunnel in the framework of the atmospheric re-entry PRE-X demonstrator program and to the fundamental studies performed on a hollow cylinder-flare relative to crucial problem of the transitional shock-wave/boundary-layer interaction.Shock-wave/boundary-layer interactions in hypersonic flows may have major consequences on thermal loads, especially if the shock is strong enough to induce separation. The heat-flux density levels in the interaction region strongly depend on the nature, laminar or turbulent of the boundary-layer. Special attention should be paid to transitional interactions, which are likely to exist at altitude where the Mach number is high and the density low.The wide Reynolds number range achievable in the R2Ch facility and reliable heat-flux measurements by infrared thermography have allowed to investigate the viscous interaction on the deflected flaps of the demonstrator model and to point out the laminar-to-turbulent boundary-layer natural and forced transition, in the light of the in-depth analysis of results obtained from the hollow cylinder-flare study. 相似文献
15.
对SST湍流模型中的Bradshaw常数a1进行了修正,并对跨声速和超声速流中激波/边界层干扰进行了数值模拟研究,空间离散采用二阶精度差值的低耗散通量分裂格式(LDFSS),时间离散采用对称高斯-赛德尔(SGS)算法。结果表明:在跨声速流动中,计算得到的壁面压力分布、分离区长度和速度剖面都与实验值吻合较好,而且很好地模拟了典型的λ激波结构;在超声速流动中,修正后模型的计算精度较原始模型有了较大改善,计算得到壁面压力分布和分离点的位置都和实验值吻合较好。 相似文献
16.
《Aerospace Science and Technology》2000,4(6):371-381
The flow in turbomachinery is strongly influenced by the rotor-stator interactions. It is known that the unsteadiness of the flow has for effect to advance the laminar-turbulent transition and to alter the heat transfer. The problem of the wake-boundary layer interaction has been studied experimentally by using a simplified geometrical configuration. The stator blade is simulated by a flat plate on which the development of the boundary layer disturbed by periodic wakes is observed. The wakes are generated by moving bars having a circular section, put upstream of the flat plate and running with a constant velocity in the wind of a low-speed tunnel. Numerical studies relating to the phenomenon of interaction are limited. Part of the experimental study has been carried out in a fully turbulent flow in order to avoid the problem of transition. These results are compared with those from a code solving the fully turbulent unsteady boundary layer equations. 相似文献