应用Transition k-kl-ω转捩模型对内冷叶片气热耦合的数值模拟

选取NASA-Mark Ⅱ跨声速叶片为算例,研究了Transition k-kl-ω转捩模型在内冷叶片气热耦合计算中的应用,探讨了整场耦合与冷却通道内采用对流换热系数准则耦合的差异。结果表明,该转捩模型相比其它全湍流模型能够更准确预测附面层内的层流和转捩状况;由于Transition k-kl-ω转捩模型转捩前期采用层流动能来描述扰动的发展,避免了使用含有来流湍流度的经验公式,引入了"分裂机制"来描述层流与湍流脉动间的相互作用,并且在旁路转捩和自然转捩源项模化中加入了Tollmien-Schlichting波的影响,对强激波后的温度计算相比常用的间歇因子转捩模型与实验值更吻合;换热系数准则耦合用于冷却通道传热计算,避免了冷却通道边界条件带来的误差,计算结果与实验吻合较好,更易于工程应用。     

基于SA和SSTγ-■模型对边界层转捩预测的比较

利用作者共同研发的In-house代码TRANS3D平台,在SA和SST两种常用湍流模型框架下构建了γ-■转捩模型,并以二维低速S809层流翼型和三维小后掠跨音速F5层流机翼为对象,比较了两种不同湍流模型构架下γ-■转捩模型预测的气动力特性和流场分布。结果表明:两种转捩模型均能预测航空转捩计算中常见的分离流转捩和自然转捩类型,明显改善了中低雷诺数流场下的预测精度,但由于选取基准湍流模型的不同,基于SA和SST的γ-■转捩模型在流动细节上依然存在着一些差异。     

高超声速锥柱裙模型边界层转捩的弹道靶实验

为研究高超声速边界层转捩现象、给边界层计算提供可靠的对比数据,在中国空气动力研究与发展中心趟高速弹道靶上开展了锥柱裙模型高超声速边界层转捩的自由飞实验。所采用的锥柱裙模型全长105mm,飞行速度1．94km／s（Ma=5．65）,单位雷诺数4．32×10^7～1．20×10^8m-1。使用激光阴影成像技术,获得了锥柱裙模型边界层转捩和湍流边界层发展的图像,测得的湍流边界层厚度在0．6～2．2mm之间,湍流涡的流向尺寸与边界层厚度的比值介于0．3～0．8之间且沿流向呈下降趋势。实验结果表明：弹道靶实验能够获得给定飞行环境下的高超声速边界层转捩图像,从图像中可以清晰判断转捩位置或区域、测量边界层厚度和分析湍流涡的尺寸。     

分布式粗糙度对马赫数为4.5的平板边界层稳定性的影响

采用数值模拟求解Navier-Stokes(N-S)方程的方法研究了小幅值分布式粗糙度对马赫数为4.5的平板边界层中扰动演化的影响.用泰勒展开线性化的办法将边界条件取在光滑平板壁面上,来模拟小幅值分布式粗糙度.研究了粗糙度及扰动的不同因素对边界层扰动演化的影响,其中包括粗糙度高度、波长、粗糙度区域的长度及扰动波频率等.研究结果表明:分布式粗糙度通过改变边界层基本流场影响扰动波的幅值演化,一定幅值的分布式粗糙度会使粗糙度区域前的不稳定区向低频移动,使粗糙度区域后的不稳定区向高频移动.从总体效果上看,对于通过粗糙度时,靠近中性曲线下支界相对低频的扰动,粗糙度会抑制其幅值的增长;对于靠近中性曲线上支界相对高频的扰动,粗糙度会促进其幅值的增长.      

平衡空气模型的流动稳定性及转捩预测

研究高超声速平板边界层考虑真实气体效应的流动稳定性问题.采用7组元化学反应平衡模型,黏度和导热系数采用混合律,同时考虑组元浓度扩散引起的能量传递,在马赫数为10~20、壁面温度为500~3500K、飞行高度为20~30.5km等条件下,对平板边界层流动的稳定性进行了分析,给出了扰动演化相对增长的N值.计算结果表明:高马赫数飞行中不稳定扰动的第3模态将与第2模态合并,共同影响转捩;高温真实气体的流动稳定性特征,随着马赫数、壁面温度、飞行高度变化的基本趋势与完全气体的基本一致;与完全气体相比,真实气体的相对增长N值包络线较小,表明高温真实气体将抑制转捩发生.      

基于γ-Re_(θt)转捩模型的低雷诺数翼型数值分析

通过综合运用Michel转捩判据和γ-Re_(θt)转捩模型的方法实现对低雷诺数翼型的气动分析。首先通过Michel转捩判据和层流分离位置分别估算转捩动量厚度雷诺数,然后分别用Langtry和Tomac提出的经验关系式计算转捩动量厚度雷诺数和转捩区长度,通过UDF(User-Defined Functions)将不同组的3个经验关联值写入Fluent软件对E387翼型(雷诺数为3×10~5)进行数值分析,并与试验值进行了对比。结果表明:基于Michel转捩判据比基于层流分离更能准确预测转捩位置,基于层流分离预测的转捩位置过于靠前,但是2种方法的气动力计算结果与试验值都比较吻合,Langtry和Tomac的经验关系式计算结果之间差别不大,Tomac方法能够计算出分离泡,且与Selig油流试验吻合较好。     

基于Gamma-Theta模型的固定转捩数值模拟研究

采用γ-~Reθt转捩模型,对NACA0012翼型的固定转捩进行数值模拟,计算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,说明了γ-~Reθt模型模拟固定转捩的能力。通过计算低雷诺数下固定转捩来模拟高雷诺数下自然转捩,计算结果表明固定转捩可以较好地模拟自然转捩。这两种计算结果对风洞试验都有重要的指导意义。     

SA和SST湍流模型对高超声速边界层强制转捩的适应性

凸起物是高超声速流动中常用的一种人工转捩装置。采用高阶精度算法模拟了高超声速进气道压缩面上的强制转捩流动,转捩装置为一排高度为1mm的钻石型凸起物和斜坡型凸起物。考察了Spalart-Allmaras(SA)模型和剪切应力输运(SST)湍流模型对该问题的适应性。在考察过程中通过丰富的算例分析了网格规模、可压缩修正和空间离散格式等对计算结果的影响。在层流区,计算能与试验取得非常一致的结果。但在湍流区,计算得到的热流通常高出试验数据。经分析发现其原因是强制转捩的湍流边界层与自然转捩的湍流边界层在涡结构上存在较大差别,使得湍流模型的效果较差。针对高超强制转捩湍流涡结构丰富的特点,对SST湍流模型进行了修改。计算结果表明,该修改方法对提高热流精度具有一定效果。     

不同襟翼偏角梯形翼构型气动特性数值模拟

基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程和结构网格技术,采用二阶离散精度的单调迎风格式(MUSCL),结合剪切应力输运(SST)两方程湍流模型和γ-Reθ转捩模型,研究了梯形翼高升力构型襟翼偏角变化对气动特性的影响。主要目的是进一步确认Trisonic Platform(TRIP)软件模拟高升力梯形翼不同襟翼偏角引起微小气动特性变化的能力。首先,简要介绍了采用的计算方法;其次,介绍了两种襟翼偏角的梯形翼模型及风洞试验;最后,在网格收敛性研究的基础上,采用全湍流和转捩两种方式模拟了梯形翼构型不同襟翼偏角对气动特性的影响。与试验数据的对比结果表明,采用全湍流和转捩两种方式均可以较好地模拟不同襟翼偏角对气动特性的影响量,采用γ-Reθ转捩模拟方式可以提高梯形翼构型气动特性的模拟精度,失速迎角附近的气动特性模拟需要进一步研究。     

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。