k-ω SST湍流模式三维激波分离流动修正

“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.      

激波和湍流相互作用的数值模拟

本文综述了关于激波和湍流相互作用数值模拟的近期研究进展, 主要包括激波和均匀各向同性湍流、激波和湍流边界层、激波和射流以及激波和尾迹的相互作用. 激波和湍流相互作用特性受到诸多因素的影响,如激波的强度、位置、形状和流动边界以及来流的湍流状态和可压缩性等. 激波和湍流的相互作用会引起流场结构、激波特性和湍流统计特性的显著变化. 最后简要讨论了激波和湍流相互作用数值研究需要关注的一些问题.      

管道凸起激波/湍流边界层干扰的数值模拟

采用基于部分平均的湍流方程组,模拟了管道凸起流动中两种不同强度的激波-湍流边界层干扰现象,对流场的时均参数与实验值进行了比较,计算得到的壁面压力分布、摩阻系数分布、边界层厚度和速度型与实验值比较吻合很好.结果表明基于部分平均的湍流方程组既能够准确模拟小分离的激波/湍流边界层干扰流动又能够准确模拟大分离的激波/湍流边界层干扰流动,较好地预测了典型的λ激波结构.     

在超声速流动中激波与边界层的干扰特性

激波与物面边界层的干扰涉及可压缩流动的稳定性、转捩、分离等问题,直接影响到飞行器的阻力、表面热防护和飞行性能等工程技术问题。首先总结了前人对于激波与边界层的干扰所做的工作,之后重点研究和对比分析了超声速与跨声速流动中,正激波、斜激波以及头部激波对于飞行器层流和湍流边界层的干扰影响。激波强度的不同对边界层干扰作用不同,在强干扰情况下将会引起边界层分离和翼型失速。     

INTERFERENCE OF SHOCK AND BOUNDARY LAYER IN SUPERSONIC FLOW

激波与物面边界层的干扰涉及可压缩流动的稳定性、转捩、分离等问题,直接影响到飞行器的阻力、表面热防护和飞行性能等工程技术问题。首先总结了前人对于激波与边界层的干扰所做的工作,之后重点研究和对比分析了超声速与跨声速流动中,正激波、斜激波以及头部激波对于飞行器层流和湍流边界层的干扰影响。激波强度的不同对边界层干扰作用不同,在强干扰情况下将会引起边界层分离和翼型失速。     

触摸高温气体动力学

回顾了高温气体动力学与高超声速科技相关的一些重要研究进展,探讨几个具有基础性研究意义的方向：即高超声速流动模拟;高温气体热化学反应机制;高超声速流动滞止区预测;高超声速边界层转捩和激波/激波相互作用诱导的气动热问题．这些研究方向与高温气体效应和强激波密切相关,对高超声速科技关键技术的突破起着重要作用．     

高超声速激波湍流边界层干扰直接数值模拟研究

高超声速激波与湍流边界层干扰会导致飞行器表面出现局部热流峰值,严重影响飞行器气动性能和飞行安全. 针对高马赫数激波干扰问题,以往数值研究多采用雷诺平均方法,而在直接数值模拟方面的相关工作较为少见. 开展高超声速激波与湍流边界层干扰的直接数值模拟研究,有助于进一步提升对其复杂流动机理认识和理解,同时也将为现有湍流模型和亚格子应力模型的改进提供理论依据. 采用直接数值模拟方法对来流马赫数6.0,34°压缩拐角内激波与湍流边界层的干扰问题进行了研究. 基于雷诺应力各向异性张量,分析了高超声速湍流边界层在压缩拐角内的演化特性. 通过对湍动能输运方程的逐项分析,系统地研究了可压缩效应对湍动能及其输运的影响机制. 采用动态模态分解方法,探讨了干扰流场的非定常运动历程. 研究结果表明,随着湍流边界层往下游发展,近壁湍流的雷诺应力状态由两组元轴对称状态逐渐演化为两组元状态,外层区域则由轴对称膨胀趋近于各向同性. 干扰流场内存在强内在压缩性效应(声效应),其对湍动能输运的影响主要体现在压力--膨胀项,而对膨胀--耗散项影响较小. 高超声速下压缩拐角内的非定常运动仍存在以分离泡膨胀/收缩为特征的低频振荡特性,其物理机制与分离泡剪切层密切相关.      

高焓湍流边界层壁面摩阻产生机制分析

高超飞行器在中低空以极高马赫数飞行时,飞行器表面会遇到湍流与高温非平衡效应耦合作用的新问题.这种高焓湍流边界层壁面摩阻产生机制是新型高超声速飞行器所关注的基础科学问题,厘清此产生机制可以为减阻方法的设计提供指导,具有重要的工程实用价值.本文选取高超声速飞行时楔形体头部斜激波后的高焓流动状态,开展了考虑高温非平衡效应的湍流边界层直接数值模拟研究,并设置同等边界层参数下的低焓完全气体湍流边界层流动作为对比,采用RD (Renard&Deck)分解技术研究了高焓湍流边界层摩阻的主要产生机制,对摩阻产生的主要贡献项积分函数分布进行了详细分析,研究了高温非平衡效应对摩阻产生的影响规律;采用象限分析技术,研究了摩阻分解湍动能生成项的主导流动事件.计算结果表明,高温非平衡效应会使得壁面摩阻脉动条带的流向和展向尺寸均减小.分子黏性耗散项和湍动能生成项是高焓湍流边界层摩阻生成的主要流动过程.分子黏性耗散项主要作用在近壁区,高焓流动的分布与低焓流动存在差异.象限分析表明,上抛和下扫运动是影响摩阻分解中湍动能生成项的主导事件.     

跨声速激波边界层相互作用的被动控制

运用激波管风洞在Ｒ＿（ｅ∞／ｍ＝３×１０￣７，Ｍ＿∞＝０．７３２－０．８１７范围内，在厚度比为１２％的圆弧翼型半模型和厚度比为１４％的超临界翼型半模型上，对被动控制现象及其若干规律进行了实验研究。结果表明，不同空腔深度的开孔壁和导管连通壁均可对壁面激波与边界层的相互作用实现被动控制，使得沿以上两种模型表面的马赫数峰值、逆压力梯度和激波强度明显减小。这对于飞行器将起到减阻作用，如将这一原理和方法用于超、跨声速压气机内激波与边界层相互作用的控制，将提高压气机的效率和工作的稳定性。     

跨声速激波边界层相互作用的被动控制

运用激波管风洞在Ｒ＿（ｅ∞／ｍ＝３×１０￣７，Ｍ＿∞＝０．７３２－０．８１７范围内，在厚度比为１２％的圆弧翼型半模型和厚度比为１４％的超临界翼型半模型上，对被动控制现象及其若干规律进行了实验研究。结果表明，不同空腔深度的开孔壁和导管连通壁均可对壁面激波与边界层的相互作用实现被动控制，使得沿以上两种模型表面的马赫数峰值、逆压力梯度和激波强度明显减小。这对于飞行器将起到减阻作用，如将这一原理和方法用于超、跨声速压气机内激波与边界层相互作用的控制，将提高压气机的效率和工作的稳定性。     

涡度拟能传输惯性区二维湍流标量场方差谱

本文应用非平衡统计力学封闭方法,给出涡度拟能传输惯性区二维湍流标量场方差谱的完整表达式,数值计算该表达式中的比例系数B。由于传输过程的非局部性,B依赖于表征波数变化范围的局部化因子,不再是普适常数。     

关于具有剪应力的普通湍流理论发展

本文叙述了周培源1945年发表具有剪应力的普通湍流理论以后,各种湍流模式理论的主要发展概况.      

Decomposition of Turbulent Velocity Fields in an SI Engine

In this study, the turbulence filter, the phase averaging and the proper orthogonal decomposition methods are used to decompose experimentally measured turbulent velocity fields in an SI engine. The radial and circumferential turbulent velocity fields were measured using hot wire anemometer under motored conditions at different engine configurations. The decomposed results of each technique are compared with each other. In addition, the obtained organized and turbulence motions and their energy spectra are examined. Finally, coherent structures of velocity fields and their activities are investigated. This revised version was published online in July 2006 with corrections to the Cover Date.     

走近湍流

简要回顾了20世纪湍流研究的进展,特别是近30多年湍流研究的新成就。对于湍流研究的若干热点问题提出了一些看法。     

剪切湍流的涡黏张量模式

对剪切湍流提出了涡黏系数为四阶张量的涡黏张量模式。引入近代数学中Ｍｏｏｒｅ－Ｐｅｎｒｏｓｅ广义逆矩阵的研究结果，给出了构造涡黏张量各分量的计算公式。用平面后台阶流动验算了剪切湍流的涡黏张量模式，比ＲＳＭ和ｋ－ε模式更接近实验结果。提出了剪切湍流涡黏张量模式的应用设想。     

Properties of the hybrid RANS/LES filter

One of the most important and challenging topics in the Large Eddy Simulation of turbulent flows is the connection of the LES technique to the well known and largely used RANS approach where the Navier–Stokes equations are Reynolds averaged. The hybridation of LES and RANS is not only important for its possible practical use, (a rational use of the computational means in different zones), but also from a theoretical point of view, and one possible procedure consists of blending RANS and LES models in the transition zone. In this paper a new filtering technique based on blending filters which transitions smoothly between LES and RANS is proposed and the associated universal model for the subgrid scale stresses is derived. PACS 47.27.Eq     

Reynolds stress and vorticity in turbulent wall flows

Experimental measurements in a boundary layer and a large-eddy simulation of plane channel flow have been used to study the dynamics of vorticity and mass transport in the nearwall region. It was found that Reynolds stress generation occurs in the vicinity of quasi-streamwise vortices, and that smoke particles tend to be ejected from the wall near these vortical structures.     

在我国开展工程湍流研究的设想

本文包括三部分:１）提出开展工程湍流研究的背景;２）工程湍流研究的特征和内容;３）开展工程湍流研究的设想,其中包括:ａ）湍流理论的概念鉴别和在工程中的应用,ｂ）湍流模式理论的应用和完善,ｃ）湍流测量和ｄ）湍流控制．      

剪切湍流大尺度相干结构的模式研究

发展了一种计算剪切湍流大尺度相干结构的新模式．该模式的基础是认为大尺度相干结构为湍流场中流体脉动能量增长最快的那部分，且包含大部分的湍流脉动能量．在此基础上。通过对湍流相干能量方程的推演。建立了描述大尺度相干结构的特征控制方程，并应用Ｃｈｅｂｙｓｈｅｖ多项式方法求得湍流相干能量的最大增长率在波数空间的分布，从而获得对应的大尺度相干结构．应用该模式研究了槽流和一自然对流中的大尺度相干结构，得到的近壁区流动结构与实验现象十分接近．