基于涡粘性模型的翼型湍流流场熵产率计算

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。     

开缝对风力机翼型空气动力学特性的影响

以S809翼型为研究对象,用CFD数值模拟计算的方法研究了在失速条件下,风力机翼型上下表面同时开缝的被动控制策略对翼型空气动力学特性的影响。采用基于速度耦合的SIMPLEC算法进行数值模拟,将四种常用的湍流模型(Spalart-Allmaras、k-e、k-w、k-w-SST)在12°和24°攻角下的计算结果和实验数据对比,得出了最优于翼型计算的湍流模型为k-w-SST。分析了缝隙位置、宽度和斜率对翼型气动性能的影响。结果表明:当开缝位置位于分离点附近时,翼型气动性能最优;当缝隙宽度为弦长的2%时,翼型气动性能最优;当缝隙和弦线的夹角为75°时,翼型气动性能最优,且在攻角超过24°时开缝对翼型的气动性能有不利影响。     

绕振荡水翼流动及其转捩特性的数值计算研究简

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-Re_θ 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-Re_θ 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.     

绕振荡水翼流动及其转捩特性的数值计算研究

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-Re_θ 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-Re_θ 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.      

对称翼型低雷诺数小攻角升力系数非线性现象研究

采用Rogers发展的三阶Roe格式,求解非定常不可压N-S方程,时间方向为二阶精度双时间步方法, 数值模拟了对称翼型SD8020低雷诺数(Re=40000,100000)条件下,流场层流分离涡结构和升力系数随攻角的变化．同试验比较证明了数值模拟的正确性．通过对数值模拟时均化流场结果的详细分析,发现对称翼型在小雷诺数0°攻角附近出现的层流分离泡,其内部结构和演化规律都不同于经典层流分离泡模型,从而提出了一种后缘层流分离泡模型．并应用该模型对对称翼型小攻角低雷诺数流场特性以及升力系数非线性效应的形成机理进行了研究和解释．     

EARSM和DRSM在亚音速旋涡流动中的应用

基于非结构网格,采用带曲率修正的显式代数应力非缌出漠型（EARSM）和微分雷诺应力模型（DRSM）,建立了用于模拟大攻角旋涡流动的计算方法。分别以尖前缘和钝前缘的65°三角翼为例,验证了EARSM模型和DRSM模型在两种典型亚音速计算状态下对复杂涡系干扰的模拟能力和旋涡的产生、发展、破裂过程。分别利用SA、BSL两种线性湍流模型对相关问题进行了计算;通过对多种计算的流场与气动力详细结果的比较分析,就几种湍流模型对大攻角复杂旋涡流动的预测能力和敏感性等进行了评估。结果表明：EARSM和DRSM能较好地预测旋涡流动的发展破裂,强于经典线性湍流模型;对边界层发展状况预测较差,导致旋涡启动位置较早。基于算例计算,对两种先进湍流模型的改进提出了适当的建议。所得结论将可为进一步开展大攻角旋涡流动模拟方法的研究提供参考。     

新型等离子体激励器对翼型的减阻效果

论述了在西北工业大学低湍流度风洞中采用新型等离子激励器对NACA0015翼型的减阻实验.实验风速为35m/s,攻角范围取0°~20°.并参照压力分布和总压分布实验结果对减阻效果进行了对比分析.本文还进行了有关等离子体激励抑制翼型流动分离的数值模拟研究,基于等离子体激励器的简化模型将体积力以源项方式引入到N-S方程中求解,得到激励器工作时的流场分布.结果表明在新型等离子体激励器开启后:在小攻角范围内,尾耙的总压分布曲线与坐标轴的纵轴(尾耙高度轴)所围面积变化不大;当攻角≥12°时,尾耙的总压分布曲线与坐标轴的纵轴(尾耙高度轴)所围面积明显减小.从而说明该新型等离子体激励器能够有效地减少翼型的阻力.     

90°弯管内流动的理论模型及流动特性的数值研究

从三维不可压缩雷诺时均Navier-Stokes方程出发,对90°弯曲管道内湍流流动进行数值模拟。网格划分采用六面体网格,湍流模型为RNGk-ε模型,在近壁区采用两层壁面模型进行修正,流场的计算结果与实验数据吻合较好。在此基础上,本文数值研究了来流方向对流场结构和流动特性的影响。得出在弯管流场中发生了分离现象,且随着来流侧滑角的增大,分离区范围增大。此外,随着来流从同一侧滑角变换至同一攻角时,横截面的二次流图像中也从具有两个对称主涡变成只具有一个主涡的现象。     

圆形坚冰影响翼型气动性能的数值分析

本文用FLUENT软件模拟了结冰后NACA 0012翼型周围流场的变化,并与结冰前NACA 0012翼型的气动性能进行了对比.工作中首先以未结冰的NACA 0012翼型(干净翼型)为标准模型进行了数值验证计算,再以经过检验的方法计算结冰模型,并与结冰风洞试验数据进行了对比.本文计算攻角为0°～20°,温度为250.37K,雷诺数为2,400,000,冰型为圆形坚冰.通过对比升力阻力性能,发现与干净翼型相比,结冰翼型的最大升力系数大约减少了50%,阻力系数增加了约65%,失速攻角降低了4°.结冰后翼型提前失速是造成气动性能恶化的主要原因.     

翼型绕流的电磁力控制

将表面包覆电磁激活板的翼型,按一定的攻角,置于流动的弱电介质溶液中,电磁激活板可产生作用于流体的切向电磁力(Lorentz力),从而改变流体边界层的结构. 在转动水槽中,对翼型绕流及电磁力控制下的绕流形态进行了实验研究. 结果表明,未加电磁力时,前缘涡的脱落点是不确定的,与流场具体条件有关,而后缘涡仅在尖角处脱落. 前缘涡与后缘涡相互影响,并周期性的脱体,在尾部形成涡街. 施加电磁力后,当力的方向与流动方向相同时,可以在一定程度上抑制分离,消除涡街,其效果与减小攻角类似. 加反向电磁力时,则相当于加大攻角,在翼型体的背风面形成涡街.      

风浪充分发展下海面阻力系数的数值研究

考虑海气界面附近大气边界层内海浪充分发展情况下的海气动量交换．根据Ｄｏｎｅｌａｎ（１９８２）的观点建立海气界面模型，采用ｋ ε模式以计算湍流流场．所得流场结构包括风速、湍流动能、湍能耗散及湍流粘性系数等都较合理；计算的海面阻力系数ＣＤ在中等风速时与实测结果符合良好．     

横摆角下汽车尾部湍流特征量的PIV试验分析

汽车尾部湍流场是汽车压差阻力的主要来源,在HD-2汽车模型风洞中,首先使用测力天平和测压系统,对横摆角工况下汽车模型的气动六分力和纵对称截面48个测点的表面压力进行了测量,然后利用PIV测量技术对模型在横摆角分别为0°、15°的尾部湍流场进行了测量,获得该模型尾流场的速度场、涡量场和雷诺应力流场信息,通过计算得出尾流场区域空间相关系数和湍流积分尺度。结果表明:在横摆角工况下,汽车模型尾部涡流的结构呈现向上发展的趋势;尾流场拖拽涡的范围和强度的增大导致了模型气动力出现较大的增加;湍流积分尺度的变化表明,尾部涡流区的分离噪声与涡流分离位置有关,在汽车尾部造型设计中,要尽量推迟尾部涡流的分离。     

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      

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。     

正方形排列四圆柱体绕流特性及互扰效应研究

基于计算流体动力学理论,运用大涡模拟方法对雷诺数Re=3900三维正方形排列四圆柱体结构群的绕流问题进行数值计算,主要分析来流攻角与间距比两个参数对四圆柱体结构群流体参数及流场模态的影响。结果表明:来流攻角与间距比均对四圆柱体结构群绕流特性有较强的影响;来流攻角θ=0°、22.5°、45°下,临界间距比分别为3.5、4.0、3.0;间距比的变化会导致下游圆柱表面压力系数分布发生改变;另一方面,间距比较小时,四圆柱体结构之间的互扰作用均以临近效应为主;随间距比增大,上游圆柱尾流对下游圆柱有显著影响,其互扰作用会转变尾激效应。     

等离子体激励器诱导射流的湍流特性研究

为了进一步掌握等离子体流动控制机理, 完善等离子体激励器数学模型, 提升等离子体激励器扰动能力, 采用粒子图像测速技术, 在静止空气下开展了介质阻挡放电等离子体激励器诱导射流特性研究. 实验时, 将非对称布局激励器布置在平板模型上, 随后将带有激励器的模型放置在有机玻璃箱内, 从而避免环境气流对测试结果的影响. 基于激励器诱导流场, 分析了激励电压对诱导射流特性的影响, 揭示了较高电压下诱导射流近壁区的拟序结构, 获得了卷起涡、二次涡等拟序结构的演化发展过程, 计算了卷起涡脱落频率, 阐述了卷起涡与启动涡的区别, 初步探索了卷起涡的耗散机制. 结果表明: (1)层流射流不能完全概括等离子体诱导射流特性, 激励电压是影响射流特性的重要参数. 当电压较低时, 诱导射流为层流射流; 当电压较高时, 诱导射流的雷诺数提高, 射流剪切层不稳定, 层流射流逐渐发展为湍流射流. (2)等离子体诱导湍流射流包含着卷起涡、二次涡等拟序结构; 在固定电压下, 这些涡结构存在恒定的卷起频率. (3)当激励电压较高时, 流动不稳定使得卷起涡发生了拉伸、变形, 引起了流场湍动能增大, 从而加速了卷起涡的耗散. 研究结果为全面认识激励器射流特性, 进一步挖掘激励器卷吸掺混能力, 提升激励器控制能力积累基础.      

等离子体激励器诱导射流的湍流特性研究

为了进一步掌握等离子体流动控制机理,完善等离子体激励器数学模型,提升等离子体激励器扰动能力,采用粒子图像测速技术,在静止空气下开展了介质阻挡放电等离子体激励器诱导射流特性研究.实验时,将非对称布局激励器布置在平板模型上,随后将带有激励器的模型放置在有机玻璃箱内,从而避免环境气流对测试结果的影响.基于激励器诱导流场,分析了激励电压对诱导射流特性的影响,揭示了较高电压下诱导射流近壁区的拟序结构,获得了卷起涡、二次涡等拟序结构的演化发展过程,计算了卷起涡脱落频率,阐述了卷起涡与启动涡的区别,初步探索了卷起涡的耗散机制.结果表明:(1)层流射流不能完全概括等离子体诱导射流特性,激励电压是影响射流特性的重要参数.当电压较低时,诱导射流为层流射流;当电压较高时,诱导射流的雷诺数提高,射流剪切层不稳定,层流射流逐渐发展为湍流射流.(2)等离子体诱导湍流射流包含着卷起涡、二次涡等拟序结构;在固定电压下,这些涡结构存在恒定的卷起频率.(3)当激励电压较高时,流动不稳定使得卷起涡发生了拉伸、变形,引起了流场湍动能增大,从而加速了卷起涡的耗散.研究结果为全面认识激励器射流特性,进一步挖掘激励器卷吸掺混能力,提升激励器控制能力积累基础.     

弯度翼型大迎角时分离涡流场的多平衡态现象

基于kω的SST两方程湍流模型,在时间域求解雷诺平均Navier-Stokes方程,模拟弯度翼型大迎角时的分离流动。通过给翼型施加一定形式的扰动,重点关注了翼型弯度对大迎角分离涡流场平衡态转移的影响。研究结果表明:与相同厚度20%以上的对称翼型相比,2%弯度的翼型出现分离涡流场平衡态转移的起始迎角变小2°左右,迎角区间变宽约1°;在厚度相对较小的NACA2416翼型上也发现上述分离涡平衡态转移现象。由此说明翼型弯度在一定程度上促使了分离涡平衡态的转移。     

翼梢小翼若干几何参数对翼尖涡流场的影响研究

为解决使用CFD方法研究翼尖涡流场时存在的传统湍流模式难以准确计算翼尖涡的强旋流场的问题,本文使用添加旋转修正的SST-RC模式计算了光滑机翼的翼尖涡流场,并通过与实验结果进行对比,验证了该模式对于翼尖涡流场的有效性。然后使用该模式计算了翼梢小翼后的翼尖涡流场,发现翼梢小翼作为一种涡扩散器能够将原来强度集中的翼尖涡破碎分解成两个旋涡,这两个旋涡互相作用,加速了翼尖涡的粘性耗散。通过改变小翼的三个几何参数:根弦长Cr、倾斜角θ、外撇角,计算了不同外形翼梢小翼后的翼尖涡流场,同时引入一个翼尖涡的强度尺度S,考察S在尾缘下游的分布,发现添加小翼后S普遍下降了10%~20%。改变小翼根弦长对S的衰减影响不太明显,不同根弦长对应的S值相差2%~4%,Cr=0.7c时效果最佳;改变小翼倾斜角θ对S的影响在初始时差别较大,不同倾斜角对应的S相差约9%,在下游后期S差别较小,相差约3%,θ=20°时效果最佳;与倾斜角θ类似,改变小翼外撇角对S的影响在初始时差别较大,不同外撇角对应的S相差约10%,在下游后期S差别较小,相差约1%,=5°时效果最佳。     

翼型大攻角状态下表面吸气驻涡增升的数值模拟实验

用数值模拟方法给出了翼型大攻角状态表面吸气后绕翼型流动的某些新现象并对流场的特性进行了机理性研究,其中包括吸气对翼型背风面分离涡的驻涡增升作用;吸气孔位置对流场的影响;不同吸气强度以及间歇式吸气的增升效应。数值模拟的出发方程为N-S方程,差分格式为Beam-Warming格式。数值实验表明:(1)吸气可有效地提高翼型大攻角状态下的升力;(2)在一定吸气强度下吸气可使翼型背风面上涡的非定常脱落现象消失从而起到驻涡作用;(3)吸气孔位置在翼面的中部附近增升效果较好;(4)在一定范围内吸气强度越强其升力越高;(5)间歇式吸气也可提高平均升力,但引起升力的波动。