基于全局动态Vreman模型的复杂非定常湍流的大涡模拟

在湍流数值模拟方法中,大涡模拟方法可以提供丰富的大涡旋信息,已逐渐成为复杂湍流问题数值研究的重要方法。而大涡模拟中,最重要的一环是尽量准确地构建能反映流场物理本质特征的亚格子应力模型。基于该思想,将一种新型的大涡模拟亚格子应力模型-Vreman亚格子应力模型用于高雷诺数三维后台阶流动的求解,计算结果与实验结果进行对比分析结果较吻合,验证了该模型的可靠性。这是对该模型用于无任何均匀流动方向的高雷诺数复杂湍流非定常流动的首次检验,计算结果优于基于传统的Smagorinsky涡粘性的动态亚格子模型。     

高超声速尾迹流场稳定性数值研究

通过数值模拟, 对高超声速尾迹流场进行了研究, 对其尾迹流动的失稳过程进行了分析.选取计算模型为圆球,Ma= 6.0, Re = 1.71\times 10^6(Re以球头半径为参考长度). 通过数值模拟,首先得到的流动是稳定解,在底部发展出一个主分离区和一个二次分离区,流动是轴对称状态. 不添加任何扰动继续进行计算,发现底部流场缓慢发展出微弱的非定常流动. 随后,该现象继续发展,出现明显的结构失稳,得到了无量纲周期为12.0的周期解. 给出了高超声速圆球绕流尾迹结构的周期性演化过程,对其涡系结构的演化及奇点特征进行了分析. 研究表明该数值模拟方法可用于底部流动稳定性问题的研究,同时证实了高超声速底部流动也存在流动不稳定性.      

单一水平轴风电机组尾迹的模拟方法与流动机理研究综述

为实现碳达峰、碳中和“3060”目标, 风能将在我国能源体系发挥重要作用. 风力机尾迹是影响风电性能和度电成本的关键因素, 需在风力机布置和控制设计中充分考虑. 本文首先介绍风力机尾迹的数值模拟方法, 包括解析模型、低阶模型、大涡模拟和来流湍流生成方法. 解析模型和低阶模型可快速计算风力机尾迹, 但依赖于模型参数, 且不能或不能准确预测尾迹湍流特性. 结合风力机参数化模型的大涡模拟可准确预测尾迹蜿蜒等湍流特征, 是流动机理研究的有力工具, 可为发展快速预测模型提供数据和理论支撑. 接着, 本文介绍了叶尖涡、中心涡和尾迹蜿蜒并讨论其产生机理. 对于湍流来流, 叶尖涡主要存在于近尾迹. 蜿蜒是远尾迹的主要特征, 影响下游风力机的来流特征. 尾迹蜿蜒的产生有两种机制: 来流大尺度涡和剪切层失稳. 数值和观测结果显示两种机制共同存在. 机舱和中心涡对尾迹蜿蜒有重要影响. 采用叶片和机舱的致动面模型可准确预测尾迹蜿蜒. 研究显示不同风力机尾迹间的湍流特征存在相似性, 为发展尾迹湍流的快速预测模型提供了理论依据. 当前研究多关注平坦地形上的风力机尾迹, 复杂地形和海洋环境下的大气湍流和风力机尾迹的机理复杂, 现有工程模型无法准确预测, 有待深入研究.      

圆柱高雷诺数层流非定常运动初期流动

本文用离散涡位流理论与边界层理论相结合的方法,研究高雷诺数、不可压、层流情况下圆柱非定常运动的初期流动(圆柱由静止突然起动而后保持匀速运动),给出了柱后旋涡发展的详细过程;流场分布、边界层分离点及阻力等随时间的变化规律。本文耦合计算结果包含了流动过程中边界层、外流与近尾迹三者的相互作用。计算所得的旋涡发展与实验显示的图象十分相似,物面压力与速度分布合理,阻力计算与实验结果相符很好。在分离点耦合计算中将stratford方法应用到准定常边界层情况,计算方法简单结果也较满意。对于准定常变化前分离产生的离散涡,其脱落时间和初始位置,本文根据非定常M. R. S. 分离准则确定。文中还讨论了这些离散涡对柱后旋涡发展及流动的影响。     

叶轮机内附面层流动与分离的某些研究进展

通过总结有关叶轮机内附面层的研究工作认为,周期性扫掠的上游尾迹改变了附面层的转捩方式,给附面层流动带来了强烈的非定常性,不同的尾迹强度和扫过频率决定了附面层内不同的时空结构; 此外,雷诺数、叶片负荷、表面粗糙度和来流条件等因素均能影响尾迹对附面层的非定常效应.随后总结了尾迹对附面层作用的机理, 并介绍了转捩模型的发展过程.最后提出了关于附面层研究方向的两个疑问,认为附面层分离后的复杂旋涡流场值得重点关注.      

平面突扩流动非稳定性的大涡模拟

用ＴＧ有限元法求解二维大涡模拟的非定常Ｎ－Ｓ方程，数值模拟了平面突扩流动，计算结果展示了回流区内流动的多涡结构及其不稳定的周期振荡过程，而该振荡过程的周期时间历程平均，恰好与诸多湍流模型的计算结果及实验结果相吻合，证明了数值模拟的正确性。     

一种风力机气动计算的全自由涡尾迹模型

采用全自由方式建立风力机尾流场的涡尾迹模型,引入“虚拟周期”的概念,并发展一种自适应松弛因子方法,从而改善了自由尾迹迭代的稳定性,提高了迭代收敛速度。利用建立的自由涡尾迹模型,计算了风力机叶片的尾流场结构、气动性能及叶片载荷,并与实验结果进行了对比分析。结果表明,尖速比越大,自适应松弛因子方法对缩小模型计算时间越有效;全自由涡尾迹模型能准确给出风力机尾流场的结构,包括尾迹的扩张以及叶尖涡和叶根涡的产生、发展和耗散的过程,风轮扭矩与实验数据吻合;叶片载荷分布的计算结果在低风速下与实验值基本一致,但是在大风速下差别较大,说明需要一个准确的失速模型。     

再入湍流尾迹及其对雷达散射的影响研究

就高超声速再入体尾迹等离子体场而言,为进行其亚密湍流雷达散射截面的理论分析,提出了计算湍流尾迹脉动等离子体场强的理论模型及求解方法,即在研究高超声速尾迹流动特征的基础上,推导、使用包括化学组份浓度脉动强度的k－ε－g湍流模型,用以封闭高超声速粘性尾迹湍流运动时均控制方程组,并用全隐式有限差分法求解,算例小钝锥体的飞行条件为零攻角、M_∞＝21．3,Re_（∞D）＝1．33×10~6;M_∞＝20．5;Re_（∞D）＝3．22×10~5,计算结果得到了合理的参数分布;考虑电磁波在上述等离子体介质中的传播,以单电子多次散射模型─—畸变波Born近似方法,计算了湍流尾迹脉动等离子体雷达散射截面,给出散射能（RCS）在不同极化状态下的分布,分析了散射背景场脉动湍流对电磁波在其中传播的影响．     

再入飞行器湍流尾迹流场研究

再入飞行器湍流尾迹流场状况，直接关系到飞行器的雷达散射特性。对再入飞行器湍流尾迹等离子体场理论模型，试图通过湍流模式理论来表达，即使用κ－ε－g模型方程来封闭平均化的全Navier-Stokes方程，从而准确获得流动平均场和脉动场信息。使用的N－S平均方程由质量加权平均过程产生，湍流模型方也经过可压缩性修正。真实气体效应重点考察空气处于局部热化学平衡状态。流动控制方程运用一个二阶TVD格式的有限体积法求解，以一典型小钝锥体零攻角再入飞行为例，计算了在两种高程（H－40km和H＝30km)条件下的高超声速湍流尾迹流场。获得的尾迹流场参数与流动物理状况符合，并且湍流脉动参数与已有相应的实验结果定性一致，初步证实该方法合理。     

空化、超空化流动的数值模拟方法研究

基于结构化网格，运用可压缩流N—S方程及k-ε湍流模型对流场进行求解，在低压区域引入一种基于混合密度函数的空化模型对轴对称体的空化、超空化流动进行了数值模拟．通过将半球圆柱的计算结果与实验数据和前人的计算结果进行对比，验证了所发展的数值方法的可靠性．最后，采用非定常的数值方法，研究了钝头体射弹的空化、超空化流动特性，并模拟了其超空泡的发展过程．     

翼型、机翼非定常运动模式下动态数值模拟

基于RANS方程,通过刚性动网格技术实现对翼型和机翼典型运动模式的描述,采用双时间推进方法和Roe空间离散格式对流场求解,构建了一个非定常气动计算平台;以NACA0012翼型为算倒进行了动态数值模拟可信度验证。数值模拟结果与试验数据吻合较好,升力和俯仰力矩的最大计算误差分别为3％和10％,表明了该平台的可靠性。另外,还数值模拟了M6机翼的动态非定常流场,并分析了两种湍流模型对非定常流场激波的捕捉能力。结果表明非定常流动中S-A湍流模型对激波的捕捉较B-L模型更敏感。文中开发的非定常计算平台对进一步解决三维复杂流场的流动问题有很高的工程应用价值。     

非定常流动的快速拉格朗日涡方法数值模拟

采用快速拉格朗日涡方法数值模拟有复杂旋涡运动的非定常流动. 利用离散涡元模拟旋涡的产生、聚集和输送过程. 拉格朗日描述法用来计算离散涡元的移动,而移动速度则利用广义毕奥-萨伐尔公式结合快速多极子展开法计算,修正的涡半径扩散模型用来模拟离散涡元的黏性扩散. 突然起动圆柱和大攻角下突然起动翼型的非定常有涡流动的数值模拟,及其与试验结果的对比验证了方法的有效性. 另外,大攻角下突然起动翼型的计算结果给出了翼型起动后吸力面旋涡的产生、发展,周期性非定常流动的形成,以及尾流旋涡结构等一些重要的流动特征.[关键词] 非定常流有涡流动快速涡方法      

旋涡、湍流与自由表面的相互作用

旋涡及自由表面湍流与自由表面的非定常、非线性相互作用是当前流体力学中一个十分活跃的前沿领域的研究课题,它具有深刻的理论意义和重要的实用背景．旋涡、湍流与自由表面的相互作用是一个非常复杂的非线性、非定常过程,涉及到涡－涡、波－涡相互作用,旋涡在自由表面处的断裂、重联、合并及自由表面湍流中的准拟序结构的形成、发展等复杂动力学过程．关于这一领域的研究已经取得了一些重要成果．对旋涡与自由表面的相互作用的基本过程有了较为清楚的认识;但对湍流与自由表面的相互作用中的许多基本物理过程还知之甚少．本文综述此领域的实验、理论和数值模拟研究的最新进展和主要结果,讨论若干有待解决的问题,并指出进一步的研究方向      

圆柱非定常运动初期旋涡运动

本文是在文[19]、[20]的基础上用离散涡模型与边界层理论相结合的方法研究高雷诺数圆柱非定常初期流动。计算了这一过程中的流动结构与旋涡运动过程。特别是关于二次涡、二次涡对的发生发展和影响。本文结果清楚地描述了在对称主涡变为不对称运动以前,柱后旋涡运动和流动结构所经历的复杂变化过程。结果与一些比较稳定的高雷诺数实验场显示结果相符。流动图象也十分相似。本文还给出了这一过程中分离点、物面流动特征及阻力系数随时间变化的耦合计算结果。边界层分离点、物面最小压力点及阻力系数的计算结果与一些数值解及实验结果是符合的。     

均匀、振荡及组合流绕平板流动的尾迹研究

本文利用离散涡模型及改进的新生涡产生机制对三种不同来流绕平板的近尾迹进行数值研究。计算讨论了定常流中平板绕流流动的总体特性和近尾迹流场;对于简谐振荡来流,相应于K_c=2.0、4.0 和10.0 分别得到两种不同的尾迹形态。给出了小 K_c 数平板尾迹涡配对、运动的新模式而相应的阻力、惯性力系数计算比以前涡模拟结果更接近于 U 型管实验结果。对于流向组合来流本文模拟了涡锁定及其动力特性并于实验相符,给出了流向扰动对平板绕流流动的影响。     

非定常IV型激波－激波干扰数值模拟研究

对IV型激波-激波干扰非定常流动进行了数值模拟，采用有限体积法，结合空间半隐的二阶OC-TVD格式与时间二阶显式Runge-Kutta法求解三维全N-S方程，并且使用了Baldwin-Lomax代数湍流模型．得到了周期性流场变化结果，其中包括周期变化的双涡结构．壁面压强峰值的大小和位置均呈周期性振动，壁面压力系数和Stanton数的时均分布与定常实验结果符合得较好．并从一周期内流场结构的扰动传播出发，分析了结构变化的相位，说明了IV型激波一激波干扰内在的非定常性机理与影响因素。     

导弹纵向俯仰气动特性数值分析

应用有限体积方法求解三维可压缩雷诺平均N-S方程,计算了某型巡航导弹的静、动态绕流流场和空气动力特性.湍流模型应用修正后的B-L代数湍流模型.以细长旋成体绕流流场为例进行数值计算,并和实验数据相比较,验证了本文方法的可靠性,在此基础上,开展了某型巡航导弹绕不同转轴和以不同频率进行俯仰振动的非定常气动力迟滞特性研究.计算结果表明,当导弹作快速俯仰振动时,在上仰和下俯过程中的同一迎角瞬间,绕导弹流场流动明显不同,表现出明显的非定常迟滞特性.并且,导弹的非定常气动力迟滞特性随振动频率的增大变化明显,且气动力迟滞曲线随着振动轴位置的变化而变化.     

考虑气动热对粘性系数μt影响的压气机流场计算

根据气动热影响叶片壁面附面层粘性系数tμ的理论,把考虑气动热对粘性系数tμ影响的粘性体积力计算方法运用于压气机叶栅三维粘性流场计算。计算时使用有限体积显式时间推进法解算Navier-Stokes方程,用Baldwin-Lomax模型模拟湍流流动。所得结果比不考虑气动热影响的三维计算结果更接近实验结果,能更真实地反映压气机叶栅流场的流动。     

亚临界雷诺数下圆柱绕流的大涡模拟

本文应用Smagorinsky涡粘性模式和二阶精度的有限体积法对圆柱绕流的流场进行大涡模拟．求解了非正交曲线坐标系下的N-S方程,对雷诺数为100和20000的工况进行了计算．计算结果与实验及动力涡粘性模式的结果进行了比较,表明计算对于层流及高亚临界雷诺数的湍流流动是合理的     

级环境下叶片扩压器流场的实验与数值研究

为了研究离心压缩机级环境下的非定常干扰的基本流动现象,并验证多级叶轮机械的CFD软件的分析能力, 对一大尺度离心压缩机的叶片扩压器流场进行了实验测量和数值计算. 实验采用了固定热线、相位锁定------系综平均技术,用常温热线风速仪对叶轮后的叶片扩压器通道内不同周向、径向和轴向位置处的非定常速度进行了测量,同时提出了非定常强度的概念,以定量考核非定常的影响.实验结果表明, 叶片扩压器内的非定常流动非常复杂,其时间周期并非叶轮叶片通过时间,随着与离心叶轮之间的距离增大,非定常扰动逐渐减弱,但一直延续到叶片扩压器的出口.另外,对该实验压缩机级开展了两个不同的数值计算,并与实验数据进行了比较：定常数值计算软件采用了作者发展的确定应力模型,非定常数值计算是用商业软件NUMECA实现的,计算采用了滑移界面技术. 两个计算结果与实验在扩压器的进口截面处吻合得很好.