逆压梯度下层流分离泡转捩的大涡模拟

本文采用有限体积法,发展了适合复杂几何边界条件的可压缩流动大涡模拟程序,通过对槽道湍流的计算,验证了程序的可靠性。对低雷诺数、逆压梯度环境中的层流分离泡转捩现象进行了数值模拟,分析了其统计特性及大尺度相干结构的演化规律．初步的结果表明:大涡模拟可以很好地处理层流分离泡转捩问题,既能给出满意的统计平均结果,又可以通过相干结构的演化细致描述分离泡转捩的动力学过程。     

低雷诺数下周期性尾迹／层流分离泡相互作用的大涡模拟

本文采用大涡模拟(LES)方法,对低雷诺数条件下周期性尾迹/层流分离泡的相互作用进行了数值模拟.计算域入口尾迹采用独立计算的平面尾迹流给出.对周期性尾迹作用下的层流分离泡进行了统计特性及瞬态流场分析,并与相同条件下的无尾迹流动进行比较.计算结果表明:在尾迹作用下,时均层流分离泡长度明显缩短,分离泡变小;相位平均的分离点/再附点随时间不断变化;从瞬态结果容易看出,尾迹诱导的流向涡结构是导致分离泡提前转捩的主要原因.     

高负荷低压涡轮边界层转捩预测及其机理分析

本文利用数值模拟方法在不同雷诺数、自由来流湍流度(FSTI)下对某高负荷低压涡轮叶型边界层转捩流动进行了数值模拟,并与实验测试结果进行了对比。结果表明:该转捩模型在不同的雷诺数和FSTI情况下均可以得到满意的数值计算结果,而仪仪利用湍流模型得不到合理的计算结果;当进口特征雷诺数较低时,叶型表面长分离泡的出现在很大范围内改变了壁面处的静压分布;随着自由来流湍流度的提高,叶型吸力面分离点的位置靠后且其对应的再附点位置靠前,即分离泡长度较短,高来流湍流度可以减小叶型吸力面的分离区域,减小叶型损失。而较低的自由流湍流度则在叶型尾缘对应着较长的分离泡,增大了流动分离再附的预测难度。     

B-C转捩模型的DDES方法模拟转捩大分离流动

根据零压力梯度平板的实验数据对B-C转捩模型中的经验关联式进行标定.标定后的B-C转捩模型在进口湍流度较低的平板算例上可以提供更合理的转捩预测结果.但受限于RANS方法自身特性,B-C转捩模型对转捩后出现的大分离流动计算可靠性较差.结合延迟分离涡模拟SA-DDES方法和B-C转捩模型,发展了转捩-延迟分离涡模拟BC-DDES方法.三维S-K平板的数值模拟表明,BC-DDES方法能得到与B-C转捩模型一致的转捩结果.三维圆柱绕流的数值模拟表明,BC-DDES方法得到与实验符合的平均阻力系数和表面压力分布,并且计算花费比tHRLES方法少.     

低Reynolds数翼型绕流主动控制技术

在低Reynolds数条件下,翼型绕流的上表面边界层由于抗逆压梯度能力变差容易发生流动分离,从而形成长层流分离泡.分离泡通常是非定常的,会诱发边界层的转捩、再附并形成湍流边界层.这个过程会使翼型的气动性能急剧下降,并伴随着强非线性效应.转捩后形成的湍流边界层也会产生高摩擦阻力.针对这种现象,文章以NACA0012翼型为例,通过隐式大涡模拟研究了有效的主动控制方案.为了统一分离控制技术和湍流边界层减阻技术,研究了在平板或槽道湍流中取得较好控制效果的壁面垂向反向控制方案.首先利用隐式大涡模拟研究了低Reynolds数条件下NACA0012翼型绕流的流场特征.其次分析并验证了反向控制方案在分离区控制流场的可行性,发现反向控制在分离区的作用相当于基于流场信息的壁面抽吸控制,且控制具有实时性和高效性,控制抽吸了前缘的低能流体,使得翼型前缘附面层变薄,并增强了其抗逆压梯度的能力,较大程度提高了翼型的气动性能.最后在湍流边界层验证了其减阻控制效果,发现反向控制阻断了流向涡的法向输运,抑制了涡结构的发展,并减弱了猝发过程,使得湍流的高摩阻力得到了有效降低.      

压缩拐角激波/湍流边界层干扰特性分析

用大涡模拟方法对Mach数3.0下的压缩拐角激波/湍流边界层干扰问题进行数值研究.对拐角上游平板区域边界层转捩及湍流进行模拟,设定平板区域长度,使得转捩过程于平板区域发生并充分完成,从而在拐角处产生激波/湍流边界层相互干扰,研究激波/湍流边界层的作用机理.研究表明:流场能够在非定常扰动激励下迅速转捩,并于平板区发展为完全湍流;湍流边界层与激波相互作用过程中,拐角附近分离区较层流情况明显减小;展向不同区域分离区大小差异较大,局部区域分离现象消失.     

3维Mortar谱元法模拟Kelvin-Helmhtz不稳定性混合层

采用Mortar谱元法和多处理器并行计算技术模拟了Kelvin-Helmhtz界面不稳定性湍流的混合发展过程,通过对混合层动量厚度、能谱和总动能的计算,评估了Kelvin-Helmhtz混合层的演化机理。计算结果表明:3维Mortar谱元法具有高计算精度和光滑区域的指数收敛特性,可以有效模拟混合层流动的湍流混合和演化,能够捕捉到涡的合并现象和大涡到小涡的级联过程;初期的混合层层流运动发展成具有连续谱结构的湍流运动过程,实现了Kelvin-Helmhtz界面不稳定性混合层流动从2维发展到3维的转捩特征,总湍流统计动能的变化反映了粘性耗散过程的作用。通过对Kelvin-Helmhtz 3维界面不稳定性混合层流动和3维层流向湍流转捩过程的数值模拟,程序的有效性得到了验算,表明谱元法应用于湍流混合模拟是可行的。     

3维Mortar谱元法模拟Kelvin-Helmhtz不稳定性混合层

采用Mortar谱元法和多处理器并行计算技术模拟了Kelvin-Helmhtz界面不稳定性湍流的混合发展过程,通过对混合层动量厚度、能谱和总动能的计算,评估了Kelvin-Helmhtz混合层的演化机理。计算结果表明：3维Mortar谱元法具有高计算精度和光滑区域的指数收敛特性,可以有效模拟混合层流动的湍流混合和演化,能够捕捉到涡的合并现象和大涡到小涡的级联过程;初期的混合层层流运动发展成具有连续谱结构的湍流运动过程,实现了Kelvin-Helmhtz界面不稳定性混合层流动从2维发展到3维的转捩特征,总湍流统计动能的变化反映了粘性耗散过程的作用。通过对Kelvin-Helmhtz 3维界面不稳定性混合层流动和3维层流向湍流转捩过程的数值模拟,程序的有效性得到了验算,表明谱元法应用于湍流混合模拟是可行的。     

基于大涡模拟下风力机翼型非定常转捩流动的动态模态分解分析

翼型绕翼流动对风力机整机性能产生重要影响.本文基于大涡模拟方法,得到风力机翼型非定常转捩流动.通过对压力流场的动态模态分解(DMD)分析,发现翼型层流分离泡的生成和发展为流动主要非定常特征,且该特征具有主要频率.预估得到高增长率T-S扰动波频率与DMD模态频率接近,发现高频变化的分离泡由边界层分离点下游不远处的T-S扰动波诱导K-H不稳定性而主导,以及中低频的DMD模态表现为T-S扰动波所引起的湍流结构.对比不同攻角下的DMD分解结果,发现上表面分离泡会逐渐向前移动,长度变短;而下表面分离泡略微后移,长度变化不大.     

不同亚格子模式在后台阶湍流流动大涡模拟中的应用

本文用大涡模拟方法研究了湍流后台阶流场中的大涡演变过程,并在此基础上研究了目前大涡模拟中比较常用的六种亚格子模式。在相同的流动几何参数以及计算条件下,给出了不同亚格子模式下湍流流动瞬时压力场以及流场中瞬时粘性大小的分布,尤其给出了流场瞬时演变的大尺度涡结构。将六种亚格子模式从回流区长度、计算时间、计算结果的准确性和流场稳定性等不同角度进行了比较。为选取合适的亚格子模式深入研究湍流耗散机理奠定了基础。     

Numerical simulation of transitional flow on a wind turbine airfoil with RANS-based transition model

This paper presents a numerical investigation of transitional flow on the wind turbine airfoil DU91-W2-250 with chord-based Reynolds number Re_c = 1.0 × 10⁶. The Reynolds-averaged Navier–Stokes based transition model using laminar kinetic energy concept, namely the k ? k_L ? ω model, is employed to resolve the boundary layer transition. Some ambiguities for this model are discussed and it is further implemented into OpenFOAM-2.1.1. The k ? k_L ? ω model is first validated through the chosen wind turbine airfoil at the angle of attack (AoA) of 6.24° against wind tunnel measurement, where lift and drag coefficients, surface pressure distribution and transition location are compared. In order to reveal the transitional flow on the airfoil, the mean boundary layer profiles in three zones, namely the laminar, transitional and fully turbulent regimes, are investigated. Observation of flow at the transition location identifies the laminar separation bubble. The AoA effect on boundary layer transition over wind turbine airfoil is also studied. Increasing the AoA from ?3° to 10°, the laminar separation bubble moves upstream and reduces in size, which is in close agreement with wind tunnel measurement.     

Direct numerical simulation of shock/turbulent boundary layer interaction in a supersonic compression ramp

A direct numerical simulation of the shock/turbulent boundary layer interaction flow in a supersonic 24-degree compression ramp is conducted with the free stream Mach number 2.9.The blow-and-suction disturbance in the upstream wall boundary is used to trigger the transition.Both the mean wall pressure and the velocity profiles agree with those of the experimental data,which validates the simulation.The turbulent kinetic energy budget in the separation region is analyzed.Results show that the turbulent production term increases fast in the separation region,while the turbulent dissipation term reaches its peak in the near-wall region.The turbulent transport term contributes to the balance of the turbulent conduction and turbulent dissipation.Based on the analysis of instantaneous pressure in the downstream region of the mean shock and that in the separation bubble,the authors suggest that the low frequency oscillation of the shock is not caused by the upstream turbulent disturbance,but rather the instability of separation bubble.     

RANS and LES computations of the tip-leakage vortex for different gap widths

In hydraulic turbines, the tip-leakage vortex is responsible for flow instabilities and for promoting erosion due to cavitation. To better understand the tip vortex flow, Reynolds-averaged Navier–Stokes (RANS) and large eddy simulation (LES) computations are carried out to simulate the flow around a NACA0009 blade including the gap between the tip and the wall. The main focus of the study is to understand the influence of the gap width on the development of the tip vortex, as for instance its trajectory. The RANS computations are performed using the open source solver OpenFOAM 2.1.0, two incidences and five gaps are considered. The LESs are achieved using the YALES2 solver for one incidence and two gaps.

The validation of the results is performed by comparisons with experimental data available downstream the trailing edge. The position of the vortex core, the mean velocity and the mean axial vorticity fields are compared at three different downstream locations. The results show that the mean behaviour of the tip vortex is well captured by the RANS and LES computations compared to the experiment. The LES results are also analysed to bring out the influence of the gap width on the development of the tip-leakage vortex. Finally, a law that matches the vortex trajectory from the leading edge to the mid-chord is proposed. Such a law can be helpful to determine, in case of cavitation, if the tip vortex will interact with the walls and cause erosion.     

Simulation of laminar–turbulent transition in compressible Taylor–Green flow basing on quasi-gas dynamic equations

We report the results of numerical simulation of laminar–turbulent transition in the Taylor–Green vortex for viscous compressible gas flow basing on quasi-gas-dynamic (QGD) equations. Here the QGD system is obtained by a temporal averaging of the Navier–Stokes equations. The additional dissipative terms in QGD system serve to model the effects of the unresolved subgrid scales. Comparison with direct numerical simulation and large eddy simulation reference data demonstrates that QGD numerical algorithm provides a uniform and adequate simulation of both laminar and turbulent evolution of the vortex for Reynolds numbers from 100 up to 5000, including transition.     

高负荷压气机叶栅分离与流场结构研究

通过流动显示及静压测量,对不同冲角下、三种叶型弯角的环形压气机直、弯叶栅近壁面区域的流动分离及旋涡结构进行了实验研究.结果表明,近吸力面的气泡分离与转捩取决于叶栅型面静压分布;随叶栅负荷增大,流动分离形式由闭式分离逐渐向开式分离发展,流动分离的对称性逐渐减弱;减少涡系与涡系、涡系与附面层之间的相互作用及掺混可以有效拓宽正弯叶片的应用范围.     

基于等离子体环量控制的翼型气动特性

为了研究等离子体环量控制对翼型的影响特性,采用基于唯象学的等离子体气动激励数学模型和二维雷诺平均N-S方程,选取NCCR 1510-7067N环量控制翼型,数值模拟后缘半径对升力和效费比的影响规律,并进行优化。设计最佳后缘半径模型进行低速风洞实验,获得迎角-4~12,速度6,10,15 m/s下的压力分布和升力特性。研究表明:后缘半径过大或过小都不利于Coanda效应的产生,确定最佳后缘半径与弦长的比值为0.048,效费比97.69。低雷诺数下,随着迎角的增加,出现了层流长泡分离和短泡分离,等离子体射流不仅改善了尾部流场,还通过环量增加抑制层流分离,提高了升力。     

基于等离子体环量控制的翼型气动特性

为了研究等离子体环量控制对翼型的影响特性,采用基于唯象学的等离子体气动激励数学模型和二维雷诺平均N-S方程,选取NCCR 1510-7067N环量控制翼型,数值模拟后缘半径对升力和效费比的影响规律,并进行优化。设计最佳后缘半径模型进行低速风洞实验,获得迎角-4~12,速度6,10,15 m/s下的压力分布和升力特性。研究表明：后缘半径过大或过小都不利于Coanda效应的产生,确定最佳后缘半径与弦长的比值为0.048,效费比97.69。低雷诺数下,随着迎角的增加,出现了层流长泡分离和短泡分离,等离子体射流不仅改善了尾部流场,还通过环量增加抑制层流分离,提高了升力。     

基于LBM方法的风力发电机尾流结构仿真

针对传统CFD数值计算方法难以实现风力机动态旋转及其旋转状态下的流固耦合计算,本文结合格子玻尔兹曼(LBM)方法易于处理动态复杂边界的特点及大涡模拟(LES)方法在非稳态涡流结构捕捉上的优势,采用LBM-LES联合方法进行三维风力发电机整机气动性能及尾流结构仿真研究,同时采用尺度自适应方法对尾涡结构进行跟踪和精细化计算。针对NREL PhaseⅥ型试验机进行模拟,得到了与实验结果吻合的流动形态及尾流结构演变规律,分析了尾流区速度演变规律并对比了不同亚格子湍流模型对计算结果的影响.