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1.
绕振荡水翼流动及其转捩特性的数值计算研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
通过对比标准k--ωSST湍流模型和基于标准k--ωSST湍流模型修正的γ--Reθ转捩湍流模型对绕振荡NACA66水翼流动的数值计算结果与实验结果,对水翼振荡过程的水动力特性和流场结构变化进行了分析研究.结果表明:与标准k--ωSST湍流模型的数值计算结果相比,基于标准k--ωSST湍流模型修正的γ--Reθ转捩湍流模型能有效预测绕振荡翼型流场结构和水动力特性,捕捉流场边界层发生的流动分离和转捩现象;绕振荡水翼的流动过程可分为5个特征阶段,当来流攻角较小时,在水翼前缘发生层流向湍流的转捩现象,水翼动力特征曲线出现变化拐点;随着来流攻角的增大,顺时针尾缘涡逐渐形成并向水翼前缘发展;当攻角较大时,前缘涡分离导致动力失速,水翼的动力特征曲线出现大幅波动;水翼处于顺时针向下旋转阶段,绕水翼的流动状态逐渐由湍流过渡为层流.  相似文献   

2.
绕振荡水翼流动及其转捩特性的数值计算研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
吴钦  王国玉  黄彪 《力学学报》2014,46(1):60-69
通过对比标准k-ω SST 湍流模型和基于标准k-ω SST 湍流模型修正的γ-Reθ 转捩湍流模型对绕振荡NACA66 水翼流动的数值计算结果与实验结果,对水翼振荡过程的水动力特性和流场结构变化进行了分析研究. 结果表明:与标准k-ω SST 湍流模型的数值计算结果相比,基于标准k-ω SST 湍流模型修正的γ-Reθ 转捩湍流模型能有效预测绕振荡翼型流场结构和水动力特性,捕捉流场边界层发生的流动分离和转捩现象;绕振荡水翼的流动过程可分为5 个特征阶段,当来流攻角较小时,在水翼前缘发生层流向湍流的转捩现象,水翼动力特征曲线出现变化拐点;随着来流攻角的增大,顺时针尾缘涡逐渐形成并向水翼前缘发展;当攻角较大时,前缘涡分离导致动力失速,水翼的动力特征曲线出现大幅波动;水翼处于顺时针向下旋转阶段,绕水翼的流动状态逐渐由湍流过渡为层流.  相似文献   

3.
为更准确地把握交汇角对分离区三维几何特性的影响,建立了不同角度的交汇水槽模型并进行数值模拟。采用大涡模拟(LES)方法求解交汇区的湍流流场,并基于平衡层模型的Werner壁面函数法处理近壁区流场。模拟所得垂向流速分布及分离区尺寸等结果与实测资料吻合程度较高。以90°交汇水槽为例较详尽地分析了分离区的三维几何特性,并从流场结构角度对其形成机理进行了剖析。随后聚焦于不同交汇角度下分离区的三维几何特性,给出了交汇角对不同水深层面分离区各几何参数的影响。研究结果显示:交汇口的分离区三维几何特性与流场结构有较强的关联性,分离区宽度沿水深的分布规律是分离区内外的流向涡及与之伴随的象限事件作用的结果。随着交汇角的增大,各水深层面的分离区长度基本呈增大趋势;当交汇角达到105°时,各水深层面分离区长度达到最大值,其原因是受干流顶冲作用,支流的实际入流角将小于交汇角,当交汇角为90°时,支流入汇对分离区长度的影响达到最大;随着交汇角的增大,各水深层面的分离区宽度总体呈增大趋势,显示出与90°交汇水槽相似的分布特性;随着交汇角的增大,各水深层面的分离区对称系数逐渐减小,这是分离区附近水平绕流涡的三维取向和分离区的长度变化共同作用的结果。  相似文献   

4.
利用有限体积法实现了基于非正交同位网格的SIMPLE算法。基于熵分析方法,采用涡粘性模型求解湍流熵产方程,系统研究了湍流模型对二维翼型绕流流场熵产率的影响。通过计算NACA0012翼型在来流雷诺数为2.88×106时,0°攻角~16.5°攻角范围内的翼型表面压力系数分布和升阻力特性,验证了算法及程序的正确性。结果表明,选择不同湍流模型时,翼型流场熵产的计算结果存在差异,湍流耗散是引起流场熵产的主要原因;翼型流场的熵产主要发生在翼型前缘区、壁面边界层和翼型尾流区域,流场熵产率与翼型阻力系数线性相关;当产生分离涡时,粘性耗散引起的熵产下降。  相似文献   

5.
后台阶分离流动中大涡结构演变的数值模拟   总被引:4,自引:0,他引:4  
本文对后台阶分离流动中涡结构的演变进行了大涡模拟,研究了流场结构的变化规律。详细讨论了随着雷诺数的增加流场结构的典型特征的变化规律,指出流场中的涡结构随着雷诺数的增大变得十分复杂和丰富,回流区的数目、大小及其出现的位置也显著地不同。这些结果与已有的一些实验值和流场显示结果是吻合的。在此基础上,进一步研究了高雷诺数时流场中大尺度涡结构的瞬时发展和演化过程,展示了其中大涡的产生、追随、吸引、合并和破碎等过程。对于高雷诺数情况,对大涡模拟得到的数值结果进行了统计,得到的时均速度分布以及台阶后方的回流区长度与现有的其他实验结果符合得很好。本研究是针对后台阶分离流动深入开展湍流控制以及两相流动研究的基础。  相似文献   

6.
利用有限体积法实现了基于非正交同位网格的SIMPLE算法。基于熵分析方法,采用涡粘性模型求解湍流熵产方程,系统研究了湍流模型对二维翼型绕流流场熵产率的影响。通过计算NACA0012翼型在来流雷诺数为2.88×106时,0°攻角~16.5°攻角范围内的翼型表面压力系数分布和升阻力特性,验证了算法及程序的正确性。结果表明,选择不同湍流模型时,翼型流场熵产的计算结果存在差异,湍流耗散是引起流场熵产的主要原因;翼型流场的熵产主要发生在翼型前缘区、壁面边界层和翼型尾流区域,流场熵产率与翼型阻力系数线性相关;当产生分离涡时,粘性耗散引起的熵产下降。  相似文献   

7.
TSTO马赫7安全级间分离问题的数值研究   总被引:1,自引:1,他引:0  
两级入轨(two stage to orbit, TSTO)飞行器在高超声速来流条件下级间分离, 会在两级之间产生复杂的非定常气动干扰, 直接增加TSTO级间分离失败风险. 级间分离过程中的这种复杂气动干扰伴随着两级之间的激波与边界层干扰、马蹄涡、激波与尾流干扰的综合作用. 本文将TSTO助推级和轨道级的复杂模型简化为两个三维楔, 采用重叠动网格技术, 耦合求解流动控制方程及六自由度刚体动力学方程组对级间分离过程开展模拟分析, 探究级间分离流动特性及其物理机制. 在数值分析过程中, 针对不同抬升角度下的TSTO三维流场进行了静态和动态数值模拟, 给出了不同抬升角度下的干扰流场流动规律和特性, 结合流场结构和壁面压力分布以及分离流动模式阐明了两级之间这种气动干扰对TSTO气动分离的影响机制, 并探讨了轨道级抬升角对TSTO安全分离的影响. 结果表明两级间的气动干扰强度随着轨道级抬升角的增大而增强, 并且在动态分离过程中随着两级间隙的增加而减弱; 在轨道级释放前两级间气动干扰和三维分离拓扑结构随着抬升角的增大变得更加复杂, 流动分离区域增大, 临界点数量增加; 在级间分离过程中, 两级气动特性变化幅度随着轨道级抬升角增大而增大, 分离时间则随之减小. 另外, 当轨道级抬升角度在6° ~ 8°时可实现该TSTO更加安全可靠的分离.   相似文献   

8.
分别运用扇形(Fan)、阶梯形(Ladder)、交界面形(Interface)网格对细长体小攻角对称、大攻角对称、大攻角非对称绕流流场进行了数值研究.通过涡核位置、涡簇显示、物面压力分布、轴向力分布等的计算结果比较了三种网格的计算精度.数值实验表明:细长体分离涡流场对边界层网格非常敏感,应严格控制边界层网格的正交性;随着攻角增大,流场对网格特性的敏感性有增高的趋势;阶梯形网格可能会对流场带入非物理性扰动,交界面网格对流场捕捉有不连续现象;将三种网格得到的物面压力、侧向力、流动分离位置与实验值进行对比,发现扇形网格误差最小、交界面网格误差最大;大攻角非对称流动时,扇形网格计算的侧向力有整体向细长体头部压缩的趋势,涡脱落位置靠前,第二个及第三个极值更大,说明非对称现象有向尾部发展的趋势.  相似文献   

9.
用数值模拟方法对固定圆柱湍流涡脱落频率与弹性圆柱湍流涡致振动频率特性进行了研究,湍流计算模型采用标准κ-ε模型,压力泊松方程提法基于非交错网格系统.研究结果表明:固定圆柱湍流绕流涡脱落频率基本不随雷诺数而变,对于同一固有频率弹性圆柱,涡振频率基本不随雷诺数而变;对于某一固定雷诺数流动涡振频率在一定范围内与系统固有频率有关.  相似文献   

10.
液—液旋流分离管中强旋湍流的K—ε …   总被引:10,自引:0,他引:10  
采用标准k-ε湍流模型,对一种典型液-液旋流分离管中的强旋湍流进行了数值模拟研究。结果表明:该模型对切向速度的数值预报夸大了Rankine涡中的似固核范围。抹煞了似固核外的位涡区;对轴向速度的数值预报未给出心回流区;对其它流场参数的预报结果也都存在有明显的不合理之处。由此证明这种基于Boussinesq假设的各向同性湍流模型,虽然在管道流、平面射流和无旋流等简单流动问题中经受住了大量计算实践的检验  相似文献   

11.
采用滑移速度壁模型实现了浸入边界方法与壁模型相结合的大涡模拟.本文首先分别采用平衡层模型和非平衡壁模型对周期山状流进行数值模拟,以考查在壁模型中考虑切向压力梯度的作用.数值结果表明,流场的压力对本文所采用的壁模型形式并不敏感,但是考虑切向压力梯度可以显著改进壁面摩擦力的计算结果,并且能够准确的预测强压力梯度区以及分离区内的流动平均统计特性.不考虑压力梯度效应的平衡层模型显著低估了壁面摩擦力的分布,同时无法准确预测分离区内的平均速度剖面.非平衡模型的修正项正比于切向压力梯度和壁面法向距离,因此在强压力梯度区或者网格较粗时,计算得到的平均压力和摩擦力分布以及流动的低阶统计量均与参考的实验和计算结果吻合.在此基础上,通过回转体绕流的大涡模拟考查了该方法用于模拟高雷诺数壁湍流的适用性,非平衡壁模型可以准确地捕捉流动的物理结构并较准确地预测其水动力学特性.结果表明,将浸入边界方法与非平衡滑移速度壁模型相结合的大涡模拟,有望成为数值模拟复杂边界高雷诺数壁湍流的工具.   相似文献   

12.
高温真实气体底部流动的NS方程数值计算   总被引:1,自引:0,他引:1  
夏南 《力学季刊》2000,21(3):294-298
本文数值模拟了高超音速飞行时钝锥的底部流动。采用轴对称NS方程并考虑真实气体效应。湍流模型采用修正的Baldwin-Lomax涡粘性代数模型,数值方法空间离散对流项采用显式NND格式,粘性项采用中心差。时间离散采用三阶的龙格-库塔法。真实气体模型采用考虑七种组分四种反应的汉森模型。给出了底部流场的压力和温度分布及各组分的浓度分布。可以看出在近底部区域高速流-绕过拐角就产生一回流旋涡区。由于温度变化很大,气体的热力学特性受气体离解、复合和振动能激发的影响。所以整个流动过程变得十分复杂。  相似文献   

13.
采用滑移速度壁模型实现了浸入边界方法与壁模型相结合的大涡模拟.本文首先分别采用平衡层模型和非平衡壁模型对周期山状流进行数值模拟,以考查在壁模型中考虑切向压力梯度的作用.数值结果表明,流场的压力对本文所采用的壁模型形式并不敏感,但是考虑切向压力梯度可以显著改进壁面摩擦力的计算结果,并且能够准确的预测强压力梯度区以及分离区内的流动平均统计特性.不考虑压力梯度效应的平衡层模型显著低估了壁面摩擦力的分布,同时无法准确预测分离区内的平均速度剖面.非平衡模型的修正项正比于切向压力梯度和壁面法向距离,因此在强压力梯度区或者网格较粗时,计算得到的平均压力和摩擦力分布以及流动的低阶统计量均与参考的实验和计算结果吻合.在此基础上,通过回转体绕流的大涡模拟考查了该方法用于模拟高雷诺数壁湍流的适用性,非平衡壁模型可以准确地捕捉流动的物理结构并较准确地预测其水动力学特性.结果表明,将浸入边界方法与非平衡滑移速度壁模型相结合的大涡模拟,有望成为数值模拟复杂边界高雷诺数壁湍流的工具.  相似文献   

14.
“激波?边界层分离”是航空气动领域的典型湍流非平衡流动问题, 准确模拟激波分离对于跨声速飞行器气动性能评估和优化设计具有重要意义. 然而传统涡黏性湍流模式中涡黏性系数的定义方式并不适用于非平衡流动, k-ω SST湍流模式为此引入的Bradshaw假设在应用于三维强逆压梯度和较大分离流动时反而限制了雷诺应力的生成, 导致包括k-ω SST在内的常用涡黏性湍流模式均无法对此类流动进行准确模拟. 同时, 现有的非线性雷诺应力本构关系也并不能有效提高模拟精度. 为此, 针对k-ω SST模式分别提出了基于Bradshaw假设和基于长度尺度的两种激波分离流动修正方法. 前者通过提高Bradshaw常数的方式放宽了对雷诺应力生成的限制, 后者则从湍流长度尺度概念出发, 利用混合长度理论、湍动能生成/耗散之比和一种新定义的长度尺度之比构造了ω方程耗散项修正函数, 提高了模式在三维激波分离流动中的建模长度尺度. 两种方法对ONERA M6机翼跨声速大攻角流动均能得到较雷诺应力模式更好的模拟结果. 进一步的雷诺应力分析表明, 三维激波分离流动中“主雷诺应力分量”的概念不再成立, 各雷诺应力分量大小接近. 网格收敛性分析、对其他攻角状态的验证以及湍流平板边界层壁面律验证进一步确认了所提出的两种修正方法的合理性、有效性和通用性.   相似文献   

15.
侧向多喷口干扰复杂流动数值模拟研究   总被引:3,自引:0,他引:3  
采用具有高分辨率的NND格式,通过数值求解N-S方程对典型外形多喷口侧向喷流 复杂干扰流动进行了数值模拟. 为了提高计算效率,采用了LU-SGS隐式算法. 采用分块对接 网格技术,生成高质量的贴体计算网格,精确模拟喷口截面. 对比分析了不同计算格式、限 制器形式、网格拓扑及流动形态(层流与湍流)对喷流干扰流场结构和压力分布特性的影响, 研究和分析了喷口附近流场的涡系结构、波系结构和喷流干扰引起的气动力特性. 在上述研 究的基础上,针对典型飞行器外形的侧向喷流干扰特性进行了详细的数值模拟,得到了喷口 参数(喷口位置、数目等)及来流条件对喷流干扰流场结构、气动力特性的影响规律,并对 其流动机理进行了相应的分析. 研究表明,发展的针对多喷口侧喷干扰的数值计算方法 是成功的,可以应用于飞行器侧向喷流干扰的流场结构分析及气动力特性数值预测.  相似文献   

16.
高山  施瑶  潘光  权晓波  鲁杰文 《力学学报》2022,54(9):2435-2445
在水下连续发射过程中前一发航行体尾流会对后一发航行体运动姿态稳定性产生流动干扰现象. 因此, 研究尾流中涡旋结构演变机理对解决多弹体水下连续发射流动干扰难题具有重要的意义. 本文采用改进型分离涡模型与能量方程, VOF多相流模型与重叠网格技术相结合方法, 对航行体水下发射尾流演变过程开展精细化模拟研究, 其中模拟结果和实验吻合度较好, 验证了本文数值方法的有效性. 以航行体尾流区域为重点研究对象, 分析了尾流区瞬态流场分布, 讨论了横流强度和雷诺数对尾涡结构演变以及脉动压力分布特性的影响. 结果表明: 由于尾流区高速流体核心区与低速自由流相互作用导致Kelvin-Helmholtz不稳定现象出现, 可以清晰地发现涡旋结构在剪切力的作用下发生脱落. 在横流条件下, 航行体尾端脱落的涡环与涡腿形成发卡涡, 而多个发卡涡沿轴向间隔排列组成发卡涡包存在于尾流中. 随着横流强度增大, 形成多级发卡涡包结构, 而导致脉动压力二次峰值均出现的主要原因是尾流涡旋流场演变引起的. 随着雷诺数的增大, 尾流中由圆柱形涡和U型涡组成的二次涡结构逐渐明显, 不稳定性加强.   相似文献   

17.
采用标准k-ε湍流模型,对一种典型液-液旋流分离管中的强旋湍流进行了数值模拟研究.结果表明:该模型对切向速度的数值预报夸大了Rankine涡中的似固核范围,抹煞了似固核外的位涡区;对轴向速度的数值预报未给出中心回流区;对其它流场参数的预报结果也都存在有明显的不合理之处.由此证明这种基于Boussinesq假设的各向同性湍流模型,虽然在管道流、平面射流和无旋流等简单流动问题中经受住了大量计算实践的检验,但在强旋湍流的数值预报方面的确存在有较大缺陷.此问题的解决有赖于对该模型进行必要的修正或转而采用更加高级的各向异性模型.  相似文献   

18.
燃烧室两相流场亚网格燃烧模型的研究   总被引:2,自引:0,他引:2  
在三维任意曲线坐标系下采用不同的亚网格燃烧模型对环形燃烧室火焰筒气液两相湍流瞬态反应流进行大涡模拟.计算中所采用的数学度模型有:k方程亚网格尺度模型估算亚网格湍流黏性;热通量辐射模型估算辐射换热,分别采用亚网格EBU燃烧模型(E-A model)、亚网格二阶矩输运方程模型(SOM)和亚网格二阶矩代数模型(SOM-A)估算化学反应速率.并在非交错网格系统下气相采用SIMPLE算法和混合差分格式求解,液相采用Lagrange处理,并用PSIC算法对其进行求解.通过实验结果和计算结果的比较,表明在三维任意曲线坐标系下对燃烧室火焰简两相湍流油雾燃烧流场进行大涡模拟,3种不同的亚网格燃烧模型都能真实反映两相湍流化学反应流流动及实际燃烧过程,而采用亚网格二阶矩输运方程模型稍优于其他两种亚网格燃烧模型.  相似文献   

19.
针对一种射流元件控制通道的复杂结构 ,采用分块对接技术和网格“融合”技术生成计算网格 ,并运用五步显式格式的 Runge-Kutta法和多重网格法对含全 N-S方程、RNG k-ε湍流模型和两层分区壁面模型的流动模型进行数值求解。通过对控制通道内部流动的数值模拟和流场特性分析 ,提出了改进方案  相似文献   

20.
平流层双轴椭球体飞艇绕流场的数值分析   总被引:2,自引:0,他引:2  
本文在CFD软件FLUENT6.3的计算平台上采用时均Navier—Stokes方程与Realizable k-ε湍流模型对平流层双轴椭球体飞艇进行了数值模拟。着重分析了与飞艇轴线垂直的截面的周向摩擦阻力系数和压力分布情况,飞艇背部的分离流动特点,物面剪切层分离流动规律,空间流态,以及它们随攻角的变化规律。结果发现,飞艇背部的分离流动是基本对称的。在小攻角下只存在闭式分离,而随着攻角的增大也出现了开式分离。分离区随着攻角的增大而增大,分离线的起始点位置随着攻角的增大向上游移动。15°攻角时没有发现二次分离,30°,40°,45°攻角下都发现了二次分离。在相同的攻角下伴随流动沿飞艇轴线向下游发展时,分离流动的区域在横向截面上增大了。  相似文献   

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