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.     

高超声速流动转捩的数值研究

基于线性稳定性的结果，以类似于处理湍流脉动的方式来模化流场脉动，用以研究高超声速的流动转捩，包括转捩起始位置及转捩区长度．研究中采用Faver平均Navier—Stokes方程k-ε湍流模型，分别以Roe二阶流通昔差分分裂格式和Chakravarthy三阶迎风TVD格式进行离散，数值模拟了椭圆锥的高超声速绕流流场。分析比较了不同的湍流转捩机制，并研究了雷诺数的影响规律。结果表明：Bypass转捩机制是传统的高湍流度风洞中模型流动转捩的主控因素。     

湍流输运的张量系数模型

实验表明,除均匀各向同性湍流之外,由湍流脉动引起的标量的输运都是各向异性的,且平均量梯度与湍流输运通量之间有一夹角。因此,在用梯度准则模拟湍流输运时,其输运系数应是一个二阶张量。本文推出一个张量形式的输运系数计算公式,并用它分析均匀各向同性湍流、有应变率的均匀剪切流、管内流动和二维平面射流中的热通量问题,均获得了满意的结果。     

加力燃烧室单相燃烧模型及其应用

提出了描述航空发动机加力燃烧室内气相湍流燃烧的模型方程，并考虑了加力喷油效应。通过结合双时间尺度ｋ－ε湍流模型、热通量高温辐射模型及ＳＩＭＰＬＥ方法，对实际运行的加力燃烧室内的湍流燃烧进行了数值模拟，得到了数值流场图及温度、组分浓度的等值线分布，给出了燃烧效率和总压恢复系数，数值解证明了湍流燃烧模型的可解性与合理性。     

用TVD方法模拟喷管内的横流流场

采用显式的ＴＶＤ ＭａｃＣｏｒｍａｃｋ格式，并结合Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ的代数湍流模型和低雷诺数两方程ｋ－ε模型分别求解了喷管内横流流场的二维Ｎ－Ｓ方程，得到了与理论分析结果相近似的流场结构图谱，并对代数湍流模型和两方程模型得到的结果进行了比较，表明运用两方程模型所得到的结果稍好于代数模型。     

轴对称紊流发生器主要几何参数对紊流度的影响

本文分析比较了轴对称紊流发生器的主要几何参数对紊流度的影响.试验表明,采用适当的面积比,较小的扩张角和收缩比,较短的相对长度,在M_2=0.4～0.6的范围内,能获得较高的紊流度.如当M_2=0.5时,紊流度可达0.076,总压恢复系数为0.74.     

脉动标量场的数值模拟

分析多元流体在湍流条件下的混合、传热或化学反应时需要考虑各组元的浓度、温度等标量参数的脉动.本文基于湍流模式理论,介绍标量参数的一种模化方法,并用该方法对流入静止环境的热射流进行了数值模拟.计算结果与实验数据进行了对比,表明该方法对算例条件下的温度场预测可以取得满意的结果.     

来流湍流度及端壁效应对涡轮叶片上对流换热的影响

利用大尺寸低速开式叶栅风洞对涡轮叶片表面的对流换热进行了实验测量,叶片高度方向布置了3个测量位置,距端壁距离分别为5mm,30mm及150mm.重点对比研究了高来流湍流度、端壁效应及来流雷诺数对涡叶片中部及根部区的过渡起始点、过渡区长度及换热的影响。实验参数范围是:来流湍流度Tu=0.75～13.5%,来流雷诺数Re=60000～240000.      

扰动来流下声控机翼分离流动的研究

本文介绍在扰动来流下声控机翼流动的试验装置、低速大攻角时的声控效果以及附面层中流动参数的变化规律,并由此得出：随着来流湍流度的增加,因声激励而产生的附面层中大尺度有序结构涡（ＬＳＯＳＶ）的脉动速度幅值Ｖｌ、湍流度增量ｕ′ａ／Ｕ∞以及升力系数增益△ＣＬ均将迅速减小,而激励声压级有效阈值ＳＰＬｅｆｆ则随之逐渐增大。周期性脉动来流在沿机翼附面层流动中急剧衰减,并对机翼分离流动（包括有或无声控）基本上没有什么影响。     

先进旋涡燃烧室后钝体开口结构的数值研究

为了研究不同后钝体开口结构对先进旋涡燃烧室(AVC)流场的影响,分别对不同开口角度和开口尺寸的AVC流场进行了数值模拟。结果表明,后钝体开口比不开口有明显的优势,可通过选择合适的后钝体开口角度和开口尺寸来优化AVC,实现低压降的稳定燃烧。后钝体开口结构AVC可有效提高凹腔温度并使温度分布更加均匀。对于本文AVC结构的后钝体,半开口角度θ为50°,开口尺寸为2mm时,AVC综合性能最佳。