三种湍流对Scramjet燃烧室冷态流场的数值模拟

为验证从超音速混合层中发展而来的修正可压缩性(包括膨胀可压缩性和结构可压缩性两部分)的k-ε湍流模型对复杂超音速流场的预测能力,对复杂的超音速燃烧冲压发动机(Scramjet)燃烧室冷态流场进行数值模拟.将修正k-ε模型、标准k-ε模型以及标准k-ω SST模型的计算结果与实验结果进行了对比.结果表明,修正k-ε模型能够较好地预测该复杂流场,对湍流动能的预测改进较大,优于k-ω SST的结果,与实验吻合得较好;壁面压力分布以及速度分布在激波附近修正明显,与实验结果更加吻合.     

数值模拟入射斜激波／平板湍流边界层干扰流动

应用GAO-YONG可压缩湍流模型数值计算了入射斜激波／平板湍流边界层相互干扰现象。计算程序中的对流项、扩散项分别采用AUSM格式和中心差分格式离散,并用多步Runge-Kutta显式时间推进法求解空间离散后的控制方程。计算中包含了无分离流动、初始分离流动以及较大分离流动等多个情况,比较了平板壁面压力、法向平均速度剖面、壁面摩阻系数Cf以及壁面斯坦顿数St等的计算结果与实验值。结果发现：GAO-YONG可压缩湍流模型能够很好地预测入射斜激波／平板湍流边界层相互干扰下的无分离以及小分离流动,对高马赫数下的大分离流动也能得到较合理的结果,但再附点之后的壁面摩阻系数以及斯坦顿数的计算值不够理想。     

不同入射激波条件下激波与湍流边界层干扰的实验研究

本文在Ma=3.4超声速低噪声风洞中开展了不同入射激波条件下激波与来流壁面湍流边界层干扰的相关实验研究,得到了不同入射激波条件下的精细流场结构、壁面压力、壁面温度分布以及他们之间的相互关系.利用基于纳米示踪的平面激光散射技术(NPLS)在单位雷诺数6.30×10~6m~(-1)条件下获得了激波与湍流边界层干扰典型流场精细的瞬态流动结构图像,并对瞬态流动图像进行统计分析,得到的诱导激波振荡位置满足正态分布.同时利用大气数据系统得到了不同入射激波条件下干扰区的壁面压力分布,以及不同入射激波强度下分离区流动结构与壁面压力变化的关系.利用温敏漆(TSP)技术,得到不同入射激波条件下干扰区模型壁面温度分布,分析了激波与湍流边界层干扰过程中出现G?rtler涡引起的条带结构与入射激波强度的关系.     

考虑旋转和曲率的湍流模型修正及应用

通过分析湍流模型在模拟旋转和弯曲壁面的旋转机械内流时存在的问题发现,在原有湍流模型的基础上考虑旋转和曲率效应是提高离心泵内流模拟精度和改善流动不稳定性的必然选择;在k-ωSST模型中通过考虑旋转和曲率修正,同时引入Hellsten的理查德森数修正模型思想和扩展内秉旋转张量修正,生成了一种新的湍流模型;应用改进后的湍流模型对比转数为34.34的离心泵在不同工况下的内流场进行了数值模拟,并将改进前后的数值计算结果与试验结果进行了详细对比,由此分析了泵内部流场的分布规律。研究结果表明:改进后的湍流模型预测的能量性能与试验值更接近;在0.6倍设计流量工况下,改进后湍流模型的扬程预测精度提高了3%,效率预测精度提高了近2%,这一结论在内流场中得到了验证;与原湍流模型相比,改进后湍流模型明显改善了叶轮流道和蜗壳扩散段处的流动情况。该结果可为湍流模型研究提供参考。     

SST K-ω湍流模型在细长弹体可压缩分离流中的改进

研究飞机和导弹的细长体可压缩湍流分离流问题,对SST K-ω湍流模型进行了改进。数值模拟了马赫数2.5和0.7、攻角14o下细长旋成体的湍流分离流场,给出了原SST K-ω模型和改进的SST K-ω湍流模型的细长体背风面极限流线、分离涡的强度和位置、物面压力分布的计算结果,并与实验结果进行了对比研究。结果表明,对计算细长体可压缩分离流动的绕流特性,SST K-ω模型引入的Bradshaw数(雷诺切应力与湍动能之比)应由0.31修正为10/29,修正后的SST K-ω模型与原SST K-ω模型相比,所计算的分离涡的强度和位置、物面压强分布与实验结果更接近。     

高超声速流动中双尺度湍流模式的应用

论文研究了双尺度湍流模式,并对其在壁面附的近长度尺度进行了修正,选择四个基准流动－超声速和高超声速二维压缩拐角,锥柱裙组合体绕流和斜激波／平板湍流边界层干扰－进行了数据计算,数值计算和实验结果的比较表明修正双尺度湍流模式对流动分离,摩阻和热流的计算具有更好的效果。     

二维高超声速进气道内激波-边界层相互作用

在多级压缩二维高超声速进气道中,激波边界层相互作用在前后两级压缩面交界的折角处会诱发壁面流动的分离,导致分离泡的产生.压缩面折角位置产生的激波与唇口处边界层相互作用,同样会诱发明显的壁面流动分离.这些分离现象均存在较为明显的动态特征和空间结构上的不稳定性,对进气道内流场及起动性能存在一定的影响.这里主要利用改进的高速纹影系统对二维二级压缩进气道内的流动结构进行观测及分析,揭示了分离流动的细节结构以及演化过程.在此基础上,采用改变壁面粗糙度以促进边界层转捩、壁面添加扰流器促进边界层内掺混流动等措施改变边界层流动状况,观察边界层控制对分离流动的影响,并取得了初步的结果.     

改进的K-ω模型在亚音速漩涡流动中的应用

基于非结构网格,采用经典的wilcox k-ω模型和其改进的kω-Pω模型,建立了用于模拟大攻角旋涡流动的计算方法.以尖前缘的65°三角翼为例,模拟了旋涡的产生、发展、破裂过程,验证了wilcox k-ω模型和kω-Pω模型在典型的亚音速计算状态下对复杂涡系干扰的模拟能力.通过对多种计算的流场与气动力详细结果的比较分析,就两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:kω-Pω模型通过r值区分剪切层和涡核区域,从而对涡核区域的涡黏性进行修正.对最后的模拟结果有一定的修正作用,可以作为湍流模型修正的一个方向.RANS方法在预测涡破裂点位置和二次涡的强度及位置方面仍存在很大的缺陷.     

带协同流壁面射流的数值模拟模型及影响规律

针对下击暴流中的壁面射流模型,采用4种不同湍流模型的CFD方法比较分析了带协同流壁面射流在不同发展阶段的平均风剖面及雷诺应力等流场特性.结果表明,使用修正的雷诺应力模型(RSM)得到了与实验较为吻合的结果,对带协同流壁面射流的数值模拟是有效和准确的.使用修正的RSM分析了不同协同流和射流风速比β对壁面射流平均风剖面、壁面摩擦因数等参数的影响.分析结果显示:当β值从0.1增大到0.3时,相同位置处的速度越大,最大速度衰减越慢,壁面摩擦因数减小越快,内、外层相互作用越弱.     

旋风分离器三维强旋湍流流动的数值模拟

为优化旋风分离器设计,将改进了Reynolds应力方程压力应变项的产生项和对流项的各向同性化模型与壁面效应模型结合,加入到FLUENT6.0软件平台上,对蜗壳式旋风分离器内三维强旋湍流流动进行了数值模拟.结果表明 在分离空间和灰斗内,预报值与实测值吻合较好,表明数值模拟的合理性;在环形空间内预报值也与实测值接近,流动有明显的非轴对称性;在排气管内预报值与实测值一致性较差,表明湍流模型尚有待改进.