可压缩效应对平板湍流边界层影响的直接数值模拟

采用高精度紧致型差分格式求解三维可压缩Navier-Stokes方程,通过在局部平板上引入周期性吹吸气小扰动的方法,直接数值模拟来流马赫数M∞为2.25的空间发展的可压缩平板湍流边界层.所得流场统计特征与相关理论和试验符合较好.在此基础上研究可压缩效应对平均流动特征以及湍能的生成和耗散特征的影响,指出在M∞=2.25的情况下,Morkovin假设基本成立,但可压缩效应使得拟序结构有明显差别.与不可压相比上抛、下扫对不同区域的作用有所不同.在近壁区,压力-膨胀项和压力-速度相关项仍是不可忽略的量,这导致声的产生和可压缩效应对湍能产生抑制作用.平板上声压的分布表明,随流动向下游的发展,边界层转捩过程激发了由物面脉动压力所产生的偶极子声源.     

超音速平板边界层湍流的直接数值模拟及分析

用时间模式对来流Mach数为4.5的平板边界层湍流进行了直接数值模拟. 发现当湍流充分发展后, 其平均流剖面、湍流Mach数、各种量的脉动均方根值和Reynolds应力等沿平板法向的分布都具有相似性. 但压缩性效应已较强而必需考虑, 强Reynolds比拟不再有效, Morkovin假说不再成立. 从转捩完成至湍流充分发展之间有一过渡过程, 其间上述相似性不成立.     

平板边界层湍流的数值分析

对于不可压缩平板边界层的时间模式的直接数值模拟(DNS)而言,在转捩后继续计算,就可以得到湍流直接数值模拟结果.分析计算结果发现,当湍流充分发展后,其平均流剖面、各种量的脉动均方根值和雷诺应力等沿平板法向的分布都具有相似性.不过,从转捩完成至湍流充分发展之间有一过渡过程,其间上述相似性不成立.这一结果为简化但又较准确地计算工程技术问题中的湍流提供了一种可能性.此外,还分析了其他一些湍流特征,如形状因子和位移排移厚度随时间的演化规律.为了观察到相干结构,须将展向的计算域缩小一半,以增加分辨率,研究结果表明,湍流边界层近壁区存在相干结构,其主要表现是准流向涡或涡对.     

可压缩尖锥边界层湍流的直接数值模拟

采用高精度差分方法对来流马赫数0．7,来流Reynolds数250000／Inch,锥角为20°的尖锥边界层的整个空间转捩过程进行了直接数值模拟．对流项采用了7阶迎风格式离散,黏性项采用6阶中心格式离散,时间推进为3阶Runge—Kutta方法．对转捩形成的充分发展湍流进行了统计分析,包括平均速度分布,近壁湍流强度和雷诺应力等统计数据与平板边界层理论及实验吻合很好,验证了结果的正确性．显示了近壁湍流的典型拟序结构——高、低速条带结构并根据流向速度的周向相关量确定了条带的间距,以当地壁面尺度度量的条带间距沿流向并没有显著变化．给出了柱坐标下的可压湍动能发展方程,并据此对近壁湍动能的生成、耗散和输运机制进行了分析．     

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。     

湍流边界层雷诺应力和壁脉动压强相位滞后分析

在风洞平板湍流边界层外层引入圆柱尾涡的周期性扰动,在尾流干扰下的湍流边界层内进行测量,对相位滞后关系进行了实验研究,给出了湍流边界层内的雷诺应力和壁面脉动压强相对于边界层内的大尺度结构变形率的相位滞后沿壁面法向的变化趋势,分析结果表明剪切湍流涡粘模式中的涡粘系数应该是随时均流梯度变化的复数形式.     

可压缩槽道湍流中的可压缩效应研究

本文对马赫数为3和4.3的可压缩槽道湍流进行了直接数值模拟研究,结合之前马赫数为0.3, 0.5和1.5的算例,获得了一个可压缩槽道湍流数据库.在此基础上,我们研究了流场统计行为,速度温度条带结构和温度脉动的平衡方程.结果显示,平均速度场、温度场和速度温度耦合量等在半局部坐标下都能呈现出相近的统计行为,统计特性主要依赖于平均密度和平均黏度,这说明Morkovin假设在当前马赫数下范围(0.3–4.3)是可用的.同时数据显示高马赫数下可压缩性明显增强,可压缩性的增加使近壁条带结构更加稳定,但是可压缩性引起的胀压耗散在总湍流耗散中的占比依然很小且可以忽略.     

万核级可扩展CFD软件及应用

介绍了超级计算机在国民生产中的作用和意义,重点展示了自主研发的可扩展大规模计算流体力学软件(CCFD)的结构及其在直接数值模拟(DNS)复杂流动问题中的应用.分析了CCFD核心计算模块CCFD-Hoam在不同构架的超级计算机中的并行加速比,结果表明在万核级并行计算规模下,CCFD-Hoam的并行效率仍可以达到80％以上,具有较强的并行加速能力.利用CCFD-Hoam,在万核级并行计算规模下,首次对RAE2822翼型绕流和强冷却壁面条件且马赫数等于8的平板绕流做了高精度DNS计算,并给出精细的湍流场结构,结果表明CCFD-Hoam适用于近翼面复杂流场的高分辨DNS计算.     

沟槽壁湍流减阻机理的氢气泡流动显示及数字图像分析

应用氢气泡流动显示和数字图像处理技术,对微型沟槽壁面平板湍流边界层的减阻机理进行了实验研究.对开口循环水槽中沟槽壁面及光滑平板壁面湍流边界层近壁区高低速条带流动结构及其猝发现象进行了氢气泡流动显示,应用"帧间比较"定量分析方法,获得了水平平面内流向脉动速度、展向脉动速度的平面分布,并对沟槽壁面和平板壁面近壁面区域湍流相干结构的氢气泡流动显示图像进行了比较分析,根据流向脉动速度、展向脉动速度的平面分布分析了沟槽壁面及光滑平板壁面湍流边界层近壁区高低速条带结构的展向尺度特征,从壁湍流相干结构控制的角度研究了沟槽壁面平板湍流边界层的减阻机理.     

压缩折角激波-湍流边界层干扰直接数值模拟

进行了来流Mach数2．9,24°压缩折角激波．湍流边界层干扰的直接数值模拟,在上游的平板添加扰动以激发边界层转捩到湍流．计算得到的统计结果与实验吻合,验证了结果的可靠性．分析了角部分离区附近湍能的生成、耗散及分配机制．结果显示角部区域激波与湍流边界层相互作用造成大量湍动能产生,而湍动能的主要耗散区仍在近壁．湍流输运项起到了主要的平衡机制,把湍动能由外层输运到近壁区．通过对激波后及壁面瞬时压力的分析,认为激波低频振荡并非上游扰动弓』起,而是由于分离泡本身不稳定振荡产生的．     

A new compressibility modification <Emphasis Type="Italic">k</Emphasis>-ε turbulence model with shock unsteadiness effect

A new compressibility modification k-ε model, including shock unsteadiness effect and the previous compressibility modification of pressure dilatation and dilatational dissipation rate, was developed with a simple formulation for numerical simulation in supersonic complex turbulent flows. The shock unsteadiness effect was modeled by inhibiting turbulent kinetic energy production in the governing equations of turbulent kinetic energy and the turbulent kinetic energy dissipation rate. Sarkar＇s correction models were employed accounting for the dilatational compressibility effects in the new model. Two types of flows, the free supersonic mixing layers and complex supersonic flow with transverse injection were simulated with different flow conditions. Comparisons with experimental data of the free supersonic mixing layers showed that the new compressibility modification k-ε model significantly inhibited the excessive growth of turbulent kinetic energy and improved predictions. On the supersonic mixing layer flows, prediction results with the new model were in close agreement with experimental data, accurately predicting the decreasing trend of the mixing layer spreading rate with the increase of the convective Mach number. Due to the complicated flow field with flow separation, shock unsteadi- ness modification inhibited excessive growth of the turbulent kinetic energy in shock regions and wider shock regions are predicted, thereby significantly improving results of the flow with a strong separation forecast. The flow separation was stronger, which was the primary modification effect of the new model. Predictions accord with experimental results even in strong separation flows.     

Effect of Mach number on transonic flow past a circular cylinder

The effect of Mach number on transonic flow past a circular cylinder is investigated numerically for the free-stream Mach number M∞ from 0.85 to 0.98 and the Reynolds number 2×10^5 based on the diameter of the cylinder. The work provides an insight into several salient features, including unsteady and quasi-steady flow state, formation of local supersonic zone, and evolution of turbulent shear layer. Results show that there exist two flow states dependent of a critical Mach number Mcr around 0.9. One is an unsteady flow state characterized by moving shock waves interacting with the turbulent flow in the near region of the cylinder for M∞〈Mcr, and the other is a quasi-steady flow state with nearly stationary shock waves formed in the near wake for M∞〉Mcrs, suppressing vortex shedding from the cylin- der. Some flow behaviors in the unsteady and quasi-steady flow states are revealed. From time evolu- tion of flow structures, local supersonic zones are identified in the wake and generated by two typical processes, i.e. reverse flow behind the cylinder and shed vortices in the near wake. The convective Mach number Mc of turbulent shear layers shed from the cylinder is identified nearly as Mc〈I in the unsteady flow regime and Mc〉I in the quasi-steady flow regime, resulting in different evolutions of the shear layers.     

前缘钝度和雷诺数对三角翼流场的影响

采用RANS方法实现三角翼前缘涡流场结构的数值模拟,计算采用全湍模式。通过数值模拟充分理解非尖前缘三角翼前缘涡的流场结构。数值模拟得到的三角翼表面压强分布与实验结果进行了对比,研究不同因素对三角翼前缘涡的影响。通过对比分析流场结构得到:尖前缘三角翼前缘涡是从机翼前缘拖出,分离位置固定;而钝前缘三角翼由于前缘分离点不固定,前缘涡流场结构变得更加复杂。对于钝前缘三角翼,当马赫数不变时,随着雷诺数的增加,三角翼前缘涡的分离被延迟。     

超声速轴对称双锥进气道流场数值模拟研究

超声速轴对称双锥进气道流场数值模拟的控制方程为雷诺平均可压缩纳维尔．斯托克斯（Navier-Stokes）方程,数值格式为二阶迎风格式。对弹用双锥进气道流场进行了数值模拟,得到了清晰的流场结构。数值计算结果显示：进气道在来流马赫数为2．5时有较高的总压恢复系数,但是流量系数较低,来流马赫数为3时总压恢复系数有所降低,但流量系数增加较快,此时进气道仍然工作正常。说明双锥进气道能够满足冲压增程炮弹的使用要求。     

短周期风洞叶栅端壁换热试验研究

实验对短周期风洞中无气膜孔和带气膜孔时涡轮叶片端壁的换热做了实验研究,得出了无气膜孔端壁换热系数和叶栅入口雷诺数、出口马赫数之间的变化关系,另外得出了带气膜孔端壁在不同的叶栅入口雷诺数、出口马赫数、流量比时对换热系数的影响。实验结果表明：无气膜孔端壁上的换热系数分别在不同的叶栅入口雷诺数和出口马赫数下有着明显的变化;带气膜孔端壁上换热系数随流量比和叶栅入口雷诺数的增大而增大,而在低流量比时马赫数对端壁换热系数没有明显的影响。     

预处理算法在非定常流动计算中的应用

介绍了一种可应用于全速度范围的非定常N-S方程数值求解方法,并全面考核该方法的适用性。该方法通过引进伪时间导数项,对伪时间导数进行预处理以解决低速时方程系数矩阵刚性过大的问题;同时用双时间步推进算法保证时间精度,将该方法推广应用到非定常问题的求解。文中给出了若干算例,覆盖了从极低马赫数到超音速、无粘/层流/湍流、二维/三维、定常/非定常情况。算例结果表明,该方法在较宽的使用范围内均能得到理想的计算结果。     

界面活性剂添加物对水湍流阻力抑制的实验研究

针对在水中添加界面活性剂（CTAC＋NaSal)后,湍流流动阻力大幅度下降的现象,用激光多谱勒测速仪在二维水槽中对湍流特性进行了测量,研究并阐述了这种弱阻力湍流存在的条件,以及与雷诺数、温度、浓度的关系,得出了一些重要的结论：添加界面活性剂的水溶液呈现弱阻力湍流的条件是流动雷诺数低于某个临界雷诺数：临界雷诺数随界面活性剂的浓度的增大而增大,随溶液的温度升高而减小;在弱阻力湍流流动中,主流速度曲线分布呈现明显的层流化,湍流强度明显减弱,雷诺应力几乎为零甚至出现亏损,这是湍流流动具有弱阻力的根本原因;在湍流脉动强度并未消失的情况下,雷诺应力却几乎为零,这表明湍流脉动分量之间的相关关系发生了变化。     

立式多级筒袋泵诱导轮及首级叶轮内的空化流动模拟

为了改善立式多级筒袋泵的空化性能,研究其内部的空化流动规律,采用基于质量输运方程的混合流空化模型和标准k-ε模型,运用大型通用计算程序ANSYS CFX,计算了立式多级筒袋泵内的三维湍流空化流动的临界空化数,并与实验进行对比。基于数值计算的结果,分析了较小流量及较大流量运行工况下该泵的空化流场。研究表明:采用诱导轮改善了泵的空化性能;从小流量至大流量,泵内的严重空化区域由诱导轮转移至首级叶轮。本文采用的空化流动模拟方法可较好地预测立式多级筒袋泵在设计流量附近的平均空化性能。     

高压涡轮主动间隙控制引气风斗流动特性实验

高压涡轮主动间隙控制(high-pressure turbine with active clearance control,HPTACC)引气风斗流动特性将对发动机的效率和安全运转产生较大影响,为此开展HPTACC引气风斗流动特性实验。在出口背压一定状态下,通过改变马赫数和节流孔板直径,获得引气风斗的总压恢复系数等特性规律。实验结果表明:在来流马赫数较低的工况下,引气风斗的总压恢复系数约0.99,流动损失较小。随着马赫数和引气风斗流量的增大总压恢复系数下降,KD3在0.46马赫数时相较于0.19马赫数总压恢复系数下降了11%,0.46马赫数时KD3相较于KD1的总压恢复系数下降了6.5%。引气风斗在马赫数较小时出口总压沿径向分布较均匀;马赫数增加后不均匀度加大。