改进的k-w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粘性进行修正,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。     

剪切应力输运k-ω湍流模型在细长弹体可压缩分离流中的改进

为研究飞机和导弹的细长体可压缩湍流分离流问题,对剪切应力输运(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14°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。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。     

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。     

水嘴内部的湍流数值模拟

水嘴内部流动复杂,研究内部湍流对其流动结构优化与湍流模型选择具有重要价值.文章选择k-ε模型、k-ω模型和RSM及它们的修正子模型等8种湍流模型对水嘴内流场进行数值模拟,试验所得出口流量与仿真所得出口流量对比,模拟结果与实验结果一致.对比分析所选区域的压强、湍流耗散率和进出口流量百分比,结果表明,压强会随着流道内部结构的改变而发生明显的变化,湍流耗散率在流体进入阀芯处和流体在阀芯顶部处的变化最为显著.通过对比进出口流量的百分比,在水嘴内部湍流模拟中,k-εstandard、RNG和k-ωstandard湍流模型的精度相较高,而k-ωBSL和SST湍流模型模拟的精度较低.     

可压缩k-ξ湍流模式理论研究

基于Boussinesq涡黏性假设,选取新的第二输运变量,推导出k-ξ湍流模式的可压缩形式。针对可压缩流动的特点以及分离流动的复杂性,在可压缩k-ξ湍流模式的基础上添加应力限制器,通过限制涡黏系数的方式来达到限制湍流剪切应力以及减小湍能增幅的效果。将添加剪切应力限制器的k-ξ可压缩湍流模式用于RAE2822翼型流场数值模拟,结果表明:压力系数及不同截面速度与实验值符合较好,且在分离与掺混的复杂流动区域,修正后的k-ξ湍流模式数值模拟结果优于k-ε模式及k-ω模式。     

全隐式E-CUSP迎风格式大攻角分离流数值模拟

采用全隐式、低耗散E-CUSP格式,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程耦合Spalart-Allmaras(SA)湍流模型,模拟了细长旋成体在超声速、大攻角下的流场,分析了背风面涡的发展过程.结果表明:E-CUSP格式耦合SA湍流模型能够准确地模拟背风面的流动分离和精细的二次涡,对横向分离具有较高的模拟精度;预测的物面压力系数分布和激波位置与实验数据吻合良好,力和力矩的相对误差在1.98%之内;E-CUSP格式可用于模拟复杂的分离流动,具有高的计算精度和效率.     

波瓣混合器混合流场中涡结构的数值研究

以FLUENT程序为研究平台,分别采用标准k-ε、RNG k-ε、Realizable k-ε、SST k-ω以及S-A五种湍流模型,对航空发动机混合排气系统中常用的波瓣混合器的流场,进行了三维数值模拟。与实验测量数据对比可知,所采用的计算方法能够较好地描述波瓣混合器复杂流场中流向涡、正交涡形状以及涡量沿流动方向的变化规律。在各种湍流模型中,Realizable k-ε在流向涡以及正交涡涡量大小的描述方面较其他模型更为精确。     

基于大涡模拟的三维随机球堆积床内湍流流动特性

基于离散元软件LIGGGHTS构建了球堆积床的三维随机结构模型,通过计算多孔介质的宏观阻力系数及局部孔隙率来验证模型的有效性.以典型的径向切面为研究对象,采用大涡模拟和k-ε湍流模型预测多孔介质内的湍流特性与旋涡分布规律.结果表明,随机结构模型能够预测多孔介质的宏观阻力系数及局部孔隙率.大涡模拟不仅能够描述多孔介质内部直径为0.4~2.0mm的细小旋涡和大孔隙内的复杂旋涡结构,而且能够模拟局部孔隙内细小旋涡的产生与发展历程,以及大旋涡的拉伸、分裂直至消失的过程,这与实际情况及湍流基本理论的研究结果相符.     

轴对称通道内超临界水对流换热数值模拟

为了研究高性能轻水堆堆芯冷却通道内超临界工质流动与换热特性,采用Fluent软件对竖直上升环形通道内超临界水与管壁间的换热过程进行数值模拟研究。通过计算结果与实验结果的对比,评估了不同网格数量、壁面第1层网格参考高度和湍流模型对数值模拟准确性的影响。对5个不同湍流模型进行对比计算。针对3种热流密度进行堆芯流动换热计算。模拟结果表明:随着网格数量的增加和壁面第1层网格参考高度的降低,预测准确度逐渐提高,但当壁面第1层网格参考高度小于0.07后,预测准确度与其无关;与其他湍流模型相比较,标准k-ω模型和剪切压力传输(SST)k-ω模型都能预测传热恶化现象,SST k-ω模型较标准k-ω模型计算结果更为准确;近壁面区域物性的剧烈变化是引起传热强化及传热恶化的主要原因。     

基于实验观测的分域湍流模型在通气超空化中的评价

为建立一种可以准确高效预测通气超空化流动的湍流模型,结合数值计算和实验结果,对绕锥头回转体通气超空化流动特性进行研究.实验采用高速录像观察了通气空化随时间的流场变化;数值计算中,分别应用标准k-ε湍流模型和密度分域的湍流模型计算了绕锥头回转体通气空化流动.其中,密度分域的湍流模型是在实验观测的基础上建立,即在空泡的前端含气量较大的区域应用DCM模型,以体现附着型空穴的可压缩性;在空泡尾部含气量较大的雾状空泡区域应用FBM湍流模型,以捕捉多尺度的空泡涡团结构.研究结果表明:与标准k-ε湍流模型相比,基于密度分域的湍流模型计算的结果与实验观测的现象基本吻合,有效减小了通气空化空泡区域内的湍流黏性,可以捕捉空泡区域内多尺度旋涡结构的演化过程,进而可以准确地预测通气超空化空泡断裂脱落的非定常流动细节.      

三角翼周围非定常流动的三维涡方法数值模拟

为了研究三角翼周围不可压缩流动,利用离散涡元模拟了旋涡的产生、聚集和输送过程.用Lagrange法描述离散涡元的移动,涡元的移动速度通过广义Biot-Savart公式结合快速多级子展开方法计算,粘性扩散通过粒子强度交换(PSE)法模拟.数值模拟了80°后掠角的细长三角翼在低Reynolds数不同攻角下前缘涡的发展和非对称破裂特性,通过分析"滚转"力矩在攻角增大时的变化,得出自激"滚转"振动的起振攻角为23°.     

三维引射流动数值模拟及紊流模型选择

针对引射流动三维湍流流动的特点，应用κ-ε、S-A以及k-ω湍流模型分别对三维引射流动进行了数值模拟。比较引射流量的数值结果与实验结果表明，湍流模型的选取对数值结果具有较大影响，采用k-ω模型进行模拟可以较为准确地预测引射流量。     

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.     

大曲率弯管中湍流的计算与模型考证

一些文献在使用标准k-ε模型预测弯道湍流时缺乏网格无关性检查和湍流参数的比对。本文结合具有详细测量数据的弯道湍流算例,研究了标准k-ε模型结合壁面函数法在不同网格密度时的计算结果。检查表明排除网格依赖性以后,标准k-ε模型与壁面函数法的结合使用可以获得明显优于前人的计算结果,即使是在弯道的后半段,计算结果仍然与实验数据良好地吻合。同时采用当前预测复杂流动时较受欢迎和好评的SST k-ω模型作比对分析,考证两种模型对曲率影响的预测能力。结果表明,SST k-ω模型对于弯道后半段的主流速度和二次流速度预测值优于标准k-ε模型,但对湍流动能和脉动应力的预测结果则显示标准k-ε模型在数值上与实验值更为接近,优于SST k-ω模型的结果。     

孔板通气气液两相流动特性研究

采用实验与数值模拟相结合的方法研究了孔板通气气液两相流动特性和气层形成机理.应用高速录像观察了通气气液两相流流动形态,采用Level Set方法和RNG k-ε湍流模型对通气平板流场进行了数值计算.结果表明气层覆盖区域压力是判定气层形成的重要参数:泡间高压消失表明当地的气泡开始形成气层,当气层基本形成时,壁面压力趋于一致.旋涡结构在气层形成不同阶段具有明显的特征,在气层初始形成位置前后,肾形涡由于气泡接触相互作用而逐渐消失;在气层完全形成位置前后,旋涡结构重新生成.随着孔间距的增加,气层形成位置由于横向距离增加而向下游移动,但相互作用区域变化不大.      

DLR-F6翼身组合体跨声速阻力计算

采用美国航空航天学会阻力测试小组提供的多块对接网格,结合Spalart-Allmaras、Wilcox’sk-ω和Menter’s k-ω SST三种湍流模型,通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程、数值模拟DLR-F6翼身组合体的流场来研究阻力计算精度,考查网格和湍流模型对翼身组合体构型气动特性的影响.结果表明:三种湍流模型得到的机翼表面压力系数分布与实验数据吻合良好,气动力随攻角的变化趋势与实验结果一致;Spalart-Allmaras模型得到了网格收敛结果,所得阻力优于其他软件的结果;网格密度对阻力有影响,对机翼表面压力系数分布无明显影响;湍流模型对机翼表面压力系数分布的影响主要体现在激波位置上,对升力影响较小,对阻力(尤其是摩擦阻力)影响显著,对翼根处的流动分离有一定影响;在跨声速流动中,Menter’s k-ω SST模型的结果最接近实验数据.     

燃气轮机火焰筒肋化壁面逆流气膜冷却的数值模拟

针对燃气轮机火焰筒肋化壁面逆流气膜冷却的问题,建立了火焰筒内壁面冷却传热的流固耦合数学模型.考虑湍流切应力的传播,近壁利用k-ω模型的鲁棒性,捕捉黏性底层的流动.主流区域利用k-ε模型避免k-ω模型对入口湍流参数过于敏感的劣势.SST k-ω模型是用混合函数将k-ω模型和k-ε模型结合互补所取得的更适合本问题的湍流模型.数值分析结果清晰展示了计算域流体的流场、温度场及火焰筒肋化壁面的温度场分布,并与文献中的实验结果符合良好.     

缩放型喷嘴产生的空化射流流场数值模拟

应用Standard k-ε,RNG k-ε和Standard k-ω湍流模型对缩放型喷嘴内部湍流流场进行数值模拟,结合理论及质量流量测试试验对数值模拟结果进行对比验证.结果表明:RNG k-ε湍流模型最适合用于数值模拟缩放型喷嘴内部的湍流流场;RNG k-ε湍流模型数值模拟结果显示缩放型喷嘴收缩角使喷嘴喉管部产生了低压场,压差的产生使水射流的空化效果得到了提高.     

考虑旋转和曲率修正的螺旋桨梢涡流场模拟

应用显式代数雷诺应力湍流模型对螺旋桨尾流中梢涡流场分布进行了数值研究,为了避免过高地预报梢涡涡核内湍流黏性耗散,对湍流模型进行了旋转和曲率修正．应用全六面体网格对螺旋桨计算域进行网格划分,为了避免数值离散误差,对梢涡区域进行了网格加密处理．计算结果表明：提出的尾流中梢涡流场分布数值模拟方法能够准确预报螺旋桨梢涡流场的分布及涡核位置,并准确反映了梢涡形成和发展过程中梢涡内主涡和次涡的关系,与实验测量结果基本一致．     

混合LES-RANS模型在结晶器钢液流场模拟中的应用

采用了一种新的混合LES-RANS(大涡模拟-雷诺平均模型)湍流模型模拟结晶器中钢液的流场.模型通过修正湍流黏度系数对水口和结晶器内湍流进行过滤,对大尺度的湍流直接采用Navier-Stokes方程求解计算,对小尺度的脉动采用标准k-ε模型进行计算.该模型能避免RANS的过分耗散并且能捕捉到更多的瞬态湍流信息.模型通过对连铸结晶器内液态金属GaInSn模型速度进行测量验证,速度测量方法为超声波多普勒测速仪(UDV)测速法.新模型与实验测量值吻合程度明显好于RANS模拟的结果,能更准确地预测结晶器和水口内的湍流行为.结晶器内瞬态流动特征表明,水口两侧流体呈周期性的偏流,周期约为5s.