直接数值模拟／大涡模拟中数值误差影响的研究

通过比较湍流的能谱和总动能,对数值误差(包括混淆误差、离散截断误差)、亚格子模型以及它们之间相互作用对直接数值模拟和大涡模拟的影响进行了系统研究.算例采用了三维各向均匀同性湍流.为了研究复杂几何形状,数值格式采用了谱方法和Pade紧致格式.大涡模型采用了truncated Navior-Stokes(TNS)模型结合Pade离散滤波器.结果表明直接数值模拟中离散误差对结果有很大影响,低阶格式会导致计算发散.而大涡模拟中亚格子模型不仅能表征小尺度对大尺度的影响,而且还缓解了数值误差对计算结果的影响.因而低精度格式也可取得不错的结果.     

IUTAM "第五届工程湍流模拟与测量"学术会议(ETMM-5)简介

位于地中海西部西班牙美丽的海岛马约卡的九月,风和日丽,景色宜人.蓝天和大海交相辉映,一幢幢白色的、浅黄色的或乳黄色的别墅掩映在郁郁葱葱的棕榈树与各类热带、亚热带植物之间.马约卡是欧洲大陆游客的旅游胜地,德国人、英国人尤其钟爱此地.     

过氧化氢加酒精补燃气体发生器实验研究

 介绍了过氧化氢催化分解气体加酒精补燃以提高气体发生器排气温度的理论计算和分析方法，并建立了一套实验研究装置。 装置中质量分数为90%的过氧化氢溶液由高压气挤推，通过催化床完成催化分解，产生高温气体；质量分数为97%的酒精溶液经由分布喷嘴喷入过氧化氢分解气体中发生自燃，从而提高气体温度。实验研究了采用不同酒精喷入形式和参数对气体发生器排气温度均匀性的影响。结果表明：利用沿气体发生器燃烧室周向分布的多喷嘴进行酒精喷注，并与高浓度过氧化氢催化分解气体进行混合燃烧的方法，能够有效提高气体发生器的排气温度，并得到均匀的排气温度场。     

基于高阶守恒重映对窗口嵌入技术的改进

采用高阶守恒重映方法提高窗口嵌入技术中非点对点搭接网格界面的流场信息传递精度和分辨率,研究不同精度和模板选择方式下的重构对重映精度的影响.界面守恒变量的数据重构使用常数分布、线性分布和二次多项式分布.结果表明,基于WENO的线性重构在精度和计算量方面获得了较好的平衡.将改进的方法应用于机翼贴片修补问题的数值模拟,成功模拟出修补后翼面压力分布出现的明显跳跃.     

透水床面明渠湍流时空平均特征的大涡模拟与分析

基于大涡模拟数据,研究了理想粗糙透水床面明渠湍流的时空平均特性. 考虑到空间异构性,对比分析了不同位置的时空平均流速、雷诺剪应力、构造剪应力、脉动幅度的垂线分布. 结果表明:第一,顶层床面之上,空间异构性的影响较小,不同位置的双平均流速符合类似的对数分布,但由于透水床面影响,卡门常数较不透水床面小;在床面附近,空间异构性影响较大,不同位置的双平均流速分别符合线性分布与多项式分布;在透水河床内部,靠近底层球孔的双平均流速为上部球孔双平均流速的1.55 倍. 第二,床面之上,雷诺剪应力占总剪应力的95% 以上,占有主体地位;床面附近,紊动较大,构造剪应力不能忽略,其值大约占总剪应力的15%.由于流场的各向异性,纵向与垂向的脉动幅度有所差异.      

高速转动圆盘流动数值模拟研究

重点研究高速离心压气机叶轮与机匣间的间隙流动及其温度分布。研究将离心压气机简化为高速转动圆盘,搭建了相关实验平台,并开展了相应的数值模拟研究。通过改变转动圆盘的转速和轴向进入的冷却流的流量,研究了转速和流量对于间隙内温度和速度分布的影响。结果显示,转速是影响温度变化的最主要因素,转速越大,温度越高;同等幅度的流量变化对温度的影响则较小。研究发现,在实验和模拟对应的大雷诺数条件下,无量纲的速度分布基本不受到圆盘转速、冷却流量和温度场的影响。     

曲率对机翼边界层二次失稳影响

采用非线性抛物化扰动方程(NPSE)计算了层流机翼NLF0415(2)在几个工况下横流涡的非线性发展, 应用Floquet理论分析了横流涡的二次失稳. 较系统地分析了后掠机翼在多种参数下表面曲率对其流动稳定性的影响. Haynes证明曲率对于横流在线性稳定性计算(LST)和非线性抛物化扰动方程计算中(NPSE)都起着非常明显的稳定作用; 然而, 该文计算结果表明, 曲率在二次失稳计算中影响不大.      

用RANS/LES混合方法研究超声速底部流动

在剪切应力输运和弱非线性k-ω模式中引入压缩性修正,并在此基础上构造RANS/LES混合方法,对包含丰富流动结构和复杂流动机理的导弹类超声速底部流场进行数值分析,发现压缩性修正可更好地描述流场特征,适于具有较强压缩性效应流动的数值分析;混合方法捕捉到丰富的流动现象及非定常特性.     

大型客机前沿气动问题研讨会会议简介

中国商用飞机公川2008年5月在上海成立,标志我国大型客机研制工作正式启动.为夯实我国大型客机研制的技术基础,提高大型客机的技术竞争力,经中国商用飞机公州陈迎春副总师提议,中国力学学会流体力学专业委员会和中国商用飞机公司上海飞机设计研究所于2008年10月27～28日在上海东方航空宾馆联合召开了大型客机前沿气动问题研讨会.     

一种适用于超音速边界层的湍流转捩模式

建立一种合理反映扰动模态和可压缩性影响的新型k-ω-γ转捩模式.其主要特点为:(1)假设脉动动能k 由湍流脉动部分和非湍流脉动部分组成,且在模化后者时采用了稳定性分析的结果; (2)在间歇因子γ方程的源项中,构造了具有``自动判断转捩起始位置'功能的函数; (3)通过构造新型的物面法向长度尺度,保证了模式中所有的表达式均由当地变量构成,可以方便地应用于现代CFD程序之中. 该模式在亚音速、超音速和高超音速条件下的边界层流动中进行了验证. 计算结果表明,该模式可应用于较宽马赫数范围内的自然转捩以及旁路转捩过程,所具有的捕捉流动转捩的性能优于国际上的现有模式.