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相似文献
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1.
杨琴  符松 《中国科学(G辑)》2008,38(3):319-336
应用本征正交分解(POD)技术对超音速平面混合层直接数值模拟流场进行了分析.比较了POD方法中不同内积形式的特点及其对结果的影响,发现所研究的流动中脉动流场所占的总能量比例非常小,其POD能谱收敛非常缓慢,能量分散在大量模态中.低阶POD模态的形态显示超音速混合层中也含有与低速混合层类似的展向涡系结构和斜结构,只是这些结构所占的能量比例比低速混合层要小得多,并且这些结构的形态相对独立于观察者的运动速度.随着流动维数和对流马赫数的增加,POD能谱进一步变宽,低阶模态的结构也更加复杂,流动更加紊乱。  相似文献   

2.
扇翼飞行器绕翼型流动数值研究   总被引:2,自引:0,他引:2  
扇翼飞行器以其低速大载荷、低噪音特性在军用及民用领域有着广泛的应用前景.基于CFD软件采用滑移网格技术对简化为二维的绕翼型流动进行数值模拟,得到低速大迎角下绕翼型的流场,分析并比较了不同迎角下的流场结构,给出了升阻力随迎角的变化关系.在此基础上通过比对分析翼型局部几何形状改变后得到的数值模拟结果,得到了飞行器机翼前缘高度对绕翼型流场的影响以及相应的升阻力变化情况,并讨论了引起这些影响和变化的可能原因.最终给出可用于扇翼飞行器设计的方案.  相似文献   

3.
在非定常数值模拟的基础上,采用本征正交分解(proper orthogonal decomposition,POD)对DrivAer快背车非定常尾迹进行了研究。改进的延迟分离涡模拟(improved delayed detached-eddy simulation,IDDES)仿真结果与实验结果的对比表明该数值方法有效。对汽车尾迹回流区进行POD分析发现,前2阶模态能量占比分别为6.78%和5.61%,合计占总能量的12.39%,模态系数的频谱分析说明前2阶模态对应同一种低频的拟序流动结构,主频为0.216(30Hz);相位分析表明两者相位差为0.455π。对前2阶模态重构的涡量场进行相位平均,发现其对应的拟序流动结构由车体尾迹下剪切层周期性运动主导;前273阶POD模态(能量占比93%)可以很好地重构原流场,极大地降低了自由度。  相似文献   

4.
针对合成射流的激励位置这一因素,以NACA0015翼型为研究对象,对大攻角(α=20°)下基于弦长的Re为8.96×10~5、单个合成射流激励位于翼型吸力面不同位置时的流场进行了二维非定常计算,并利用本征正交分解(POD)方法对计算结果进行了分析,阐释了相关控制机理。研究表明,合成射流的激励位置对翼型流动分离的控制效果有显著影响。当激励位置位于0.12至0.4倍弦长之间时,合成射流激励能有效抑制翼型流动分离,提升升力系数,降低阻力系数,升阻比最高提升293%,其中最优激励位置并不在普遍认为的控制前时均分离点附近,而在离分离点下游一定距离的分离区内部。对计算结果的POD分析表明,合成射流的引入改变了流场不同模态间的能量分配,能量由代表平均流动的一阶模态向代表流场中湍流大尺度结构的二阶及更高阶模态转移。合成射流的最佳激励位置与控制前流场二阶模态翼型吸力面附近的特征涡结构有关,要达到最佳的控制效果,合成射流激励应放置在特征涡结构的位置,若布置在下游或者较远的上游位置,则无控制效果。  相似文献   

5.
尾涡激振是气动弹性领域的一种常见现象,在上游尾迹的气动激励下会导致流场中结构的强迫振动,该现象会危及被激励结构的完整性和疲劳寿命.本文使用圆柱/叶片的近似模型研究尾涡激振问题.该模型中的圆柱位于上游均匀来流,能够产生特定频率的卡门涡街;叶片位于流场下游,受到圆柱尾迹所施加的持续脉动激励,产生强迫振动.针对尾涡激励的近似模型,通过基于Fluent的二维数值计算,模拟了上游圆柱的脱落涡以及叶片从固定到以本身自然频率振动的瞬态过程,从而提供了流场变化过程的详细信息.基于非定常瞬态结果,采用本征正交分解(POD)和动态模态分解(DMD)分析方法,通过分解与重构叶片附近流场的压力场,提取模态频率及其变化过程,得到了尾涡激振现象的主要流动特征.通过对比两种模态分析结果发现,POD重构在残差处理方面有较大的优势,而DMD在单一频率模态的提取以及变化情况的分析方面更有优势.  相似文献   

6.
水平轴风力机专用翼型的数值模拟研究   总被引:3,自引:0,他引:3  
根据当前计算流体动力学(CFD)数值模拟的研究,对风力机专用翼型S816的模型进行数值模拟,主要针对翼型的升阻特性、失速、流动分离等方面内容,研究了翼型升阻力系数随迎角的变化、翼型在非定常、定常数值模拟结果对比等因素对翼型气动特性的影响,并总结了相关规律。  相似文献   

7.
分析提出翼型风洞试验时通过翼型尾迹流场信息积分计算阻力的新计算方法,利用数值模拟方法计算多段翼型的流场信息,并以此为基础对传统的尾迹积分计算翼型阻力方法和提出的新方法进行数值比较分析以研究新方法的可行性和准确度.结果表明,在高升力构型(如多段翼型)试验时,相比传统的方法,新提出的方法能得到更准确的阻力值.  相似文献   

8.
采用高精度大涡模拟算法,对低雷诺数下的孤立翼型分离流动问题进行研究,计算了雷诺数为55000、马赫数0.2、来流5°攻角下的NACA-0025翼型,生成数值数据库,从时均流场、瞬态流场、频谱和高阶统计量等多个角度进行分析.研究结果表明:大涡模拟方法能够很好的描述低雷诺数翼型分离流动,其瞬态流场图画与实验结果吻合的很好;翼型上表面出现大尺度的开放式分离区,在Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性作用下,自由剪切层失稳卷起展向涡,展向涡二次失稳发生旋涡配对现象;分离区流场的演化受大尺度涡结构控制,流场中高阶统计量的分布也与涡结构密切相关.  相似文献   

9.
为了研究带有无叶扩压器的离心压气机内部的非稳定流动特征,针对某离心压气机的非定常数值模拟结果,通过本征正交分解(POD)法分析小流量工况下无叶扩压器内部的非稳定流动.研究结果表明:无叶扩压器的内部流场主要受上游叶轮及下游蜗壳的影响;POD法成功地捕捉到了叶片扫描频率所对应的射流-尾迹结构以及低频率的非稳定流动模态;非稳定模态的特征频率为221.04 Hz,周向存在多个扰动,并且该扰动以径向波动为主,在周向并不传播;非稳定模态的重构结果可以直观地展示失稳流动的发展过程;流场快照的采样频率对POD法所获得的结果有所影响.  相似文献   

10.
多段翼型流动非定常性计算研究   总被引:1,自引:0,他引:1  
范娟莉 《科学技术与工程》2011,11(13):2994-2998
用基于SA湍流模型的DES计算方法对30P-30N多段翼型绕流的非定常性进行数值模拟。通过将非定常计算的气动特性平均值和定常实验结果比较验证了计算方法的可靠性,并对基于SA湍流模型的DES方法非定常数值模拟的结果进行分析。结果表明,所述方法正确地模拟了多段翼型流动的非定常性。缝翼下表面具有一定的涡量变化,而襟翼上表面后缘有明显的周期性的涡脱落。初步揭示了多段翼型噪声辐射的根本原因。研究结果对减小多段翼型噪声的方法研究具有一定的意义。  相似文献   

11.
采用数值模拟的方法研究不同攻角、不同风速条件下naca0015翼型二维流场中的马赫数、雷诺数.通过比较叶片升、阻力系数变化,得出攻角为15°时翼型获得最佳的升、阻力系数.通过比较表面压强分布图、速度图和流线图,分析马赫数、雷诺数对naca0015翼型的影响,得出在相同的攻角、马赫数的条件下.随着雷诺数的增大翼型升力系数增大.阻力系数变小;在小攻角、低风速以及相同马赫数条件下,雷诺数较小时更易获得稳定的流场.  相似文献   

12.
在空间场中动能密度的时间变化率有许多极小值,定义流动分离发生在其最小值处.可利用流体的无粘流动解计算动能密度值,而采用保角变换的方法,则可获得复杂几何形状下的有势流场解,从而很容易确定出可能的流动分离位置.将此判据应用于流线外型的设计,对延迟流动分离及减少阻力是有帮助的.对于均匀来流的圆柱绕流问题,该判据预示流动分离发生在离后驻点角度为±54.74°处,而已知的实验数据指出:流动分离发生在±50°与±58°之间.对于长轴∶短轴=1∶6的椭圆翼剖面,当来流攻角在7°与8°之间时,将开始发生严重的失速现象.英国皇家空军34翼剖面具有相同的长短轴比)的实验数据表明,失速开始发生在12°与14°攻角之间,可见理论值与实验值接近.文中讨论了其它形状的翼剖面,说明如何通过选择机翼的形状来延迟失速现象的发生.  相似文献   

13.
应用欧拉两相流理论对各种结冰气象条件下翼型积冰进行了数值模拟,采用格心型有限体积方法求解N-S方程来获得翼型的流场.对4°攻角下NACA0012翼型前缘的霜冰,明冰,混合冰进行了预测,最后将计算的结果和文献中实验数据进行对比,结果吻合良好,说明该方法是有效的.同时对积冰翼型的气动特性进行了分析,并比较了不同冰形对升、阻力的影响,计算结果显示明冰对气动特性的破坏最大.  相似文献   

14.
应用交流电(AC)介质阻挡放电(Dielectric Barrier Discharge)等离子体流动控制由于其结构简单、响应频率快、可实现实时定量控制等优点,正在成为等离子体流动控制技术的重点研究方向。本文结合基于DES分离涡模拟和等离子体唯象体积力模型的方法研究了非定常等离子体激励对NACA0015翼型在攻角为20度情况下流动分离控制。结果表明:非定常等离子体激励在高雷诺数、大攻角下对翼型分离具有明显的控制效果,可以达到增升减阻目的,且流动控制效果比定常激励效率更高;非定常等离子体激励流动控制与定常等离子体激励流动控制机理不同,非定常等离子体激励通过促进分离区内速度脉动,对流场产生非定常的干扰,使得分离剪切层提前失稳,增强流场涡结构的掺混,从而抑制流动分离。  相似文献   

15.
为了减少翼型的气动噪声,采用声类比的方法,以NACA0018翼型为研究对象,研究脊状结构对翼型远场噪声的影响。分别模拟来流速度为12 m/s和24 m/s,在6°攻角下布置脊状结构的翼型流场,对应的基于弦长雷诺数大约为1.6×105。通过FW-H方程计算大涡模拟提取的声源项,得到Riblet-Q和Riblet-H翼型的声场。非定常流场计算结果表明:6°攻角下Riblet-H翼型能够改善翼型边界层分离情况,抑制涡结构脱落,从而减小翼型表面压力脉动和接收点处声压波动。逆压梯度段脊状结构可以有效减小频率在0-3000Hz内的噪声。进一步研究表明,该状态下的噪声主要由边界层引起的涡脱落噪声所主导。可见,适当位置的脊状结构可以改善翼型的噪声情况。  相似文献   

16.
为研究前缘磨损对翼型气动性能的影响,以风力机专用翼型S809为研究对象,采用SST k-ω湍流模型进行数值计算,研究不同前缘脱层深度对翼型流场和气动性能的影响.结果表明:前缘脱层改变了翼型形状,使得前缘流动变为台阶流动,造成后缘分离区变大、分离点前移.随着脱层深度和攻角的增大,吸力面前缘回流漩涡和后缘分离区由相互独立状态变为完全融合.同一攻角下,前缘脱层对前缘的压力系数影响较大.攻角小于3°时,前缘脱层对翼型的升、阻力系数影响较小,攻角大于3°后,随着脱层程度的加深,翼型的升力系数逐渐减小,阻力系数逐渐增大.相对于光滑翼型前缘脱层翼型升力损失率最高达55.08%,阻力增长率最大达150.48%.  相似文献   

17.
机翼表面结冰数值模拟   总被引:2,自引:0,他引:2  
分别采用欧拉-拉格朗日模型和多孔介质模型建立了空气绕流机翼流动、空气夹带过冷水滴运动和机翼表面冰层增长的数理模型,并进行了数值求解.获得空气绕流机翼流场、空气夹带的过冷水滴运动轨迹、机翼表面过冷水滴的收集系数分布、冰层厚度分布和冰层质量增长情况,并分析了攻角和过冷水滴直径等因素的影响.结果表明:水滴收集系数随着攻角和水滴平均直径的增大而增大;冰层覆盖整个机翼的前半部上下表面,以驻点附近最为集中,随时间增长而愈严重;随着功角增大,下表面积冰加重;但当攻角为15°时,总体结冰量却较之低攻角时减小.  相似文献   

18.
结合分区对接网格技术和二阶精度区域分解算法,对某冲压增程弹丸进气道在不同来流攻角和不同侧向支柱形状工况下的内外复杂流场进行了数值模拟.得到了临界工况下超声速进气道内外粘性流场复杂的波系结构,分析了流场结构特性和激波波系结构.当进气道扩压段有侧向支柱存在时,进气道总压恢复系数和动能系数均有所降低,而流场畸变指数则显著增大.在三种形状侧向支柱中,采用两端削尖支柱形状的进气道的性能最优.攻角的存在也在一定程度上降低了进气道性能.  相似文献   

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