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三种湍流模式数值模拟直角弯管内三维分离流动的比较 被引量：41
1
作者 丁珏 翁培奋 《计算物理》 CSCD 北大核心 2003年第5期386-390,共5页
　采用有限体积法数值离散雷诺时均Navier Stokes方程,模拟了方形截面90°大曲率弯曲管道内的三维湍流流动.用3种湍流模式(标准k ε湍流模式、RNGk ε湍流模式、Realizablek ε湍流模式)求解该问题.给出了数学模型和计算结果,并与... 　采用有限体积法数值离散雷诺时均Navier Stokes方程,模拟了方形截面90°大曲率弯曲管道内的三维湍流流动.用3种湍流模式(标准k ε湍流模式、RNGk ε湍流模式、Realizablek ε湍流模式)求解该问题.给出了数学模型和计算结果,并与实验数据进行了比较.结果表明,采用RNGk ε湍流模式并结合两层壁面模型的处理,能有效准确地求解强曲率影响的管道内及近壁区湍流的流动. 展开更多
关键词 湍流模式 数值模拟 直角弯曲管道 三维分离流动 有限体积法
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三维定常分离流和涡运动的定性分析研究 被引量：39
2
作者 张涵信 邓小刚 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1992年第1期8-20,共13页
本文由两部分组成。第一部分研究和分析了物体表面上的分离形态,指出若分离线从奇点始,该奇点为鞍点;若在奇点终,该奇点为结点。若分离线上有很多奇点,其鞍点和结点是交替分布的。分离线的起始,可能有三种形态:一种称之为闭式分离的鞍... 本文由两部分组成。第一部分研究和分析了物体表面上的分离形态,指出若分离线从奇点始,该奇点为鞍点;若在奇点终,该奇点为结点。若分离线上有很多奇点,其鞍点和结点是交替分布的。分离线的起始,可能有三种形态:一种称之为闭式分离的鞍点起始;一种为正常点起始;一种为鞍、结点组合形态起始。可以把正常点起始和距离很近的鞍、结点组合形态起始称之为开式分离。在一定条件下,闭式分离的形态,先转变为鞍、结点组合的形态,然后过渡到正常点的开式分离。第二部分研究了旋涡沿其轴线发展过程中,其横截面流线形态的发展,指出旋涡轴线上物理量λ=(1/ρ)(ρw/z)是决定流线形态的重要参量。如果λ>0,截面流线在涡心附近是稳定的螺旋点形态。如果λ<0,为不稳定的螺旋点形态,如果λ=0,流线形态是中心型的,当沿涡轴λ由正变负或由负变正时,相应在涡心附近截面流线由稳定螺旋点形态变为不稳定螺旋点形态,或由不稳定螺旋点形态变为稳定螺旋点形态;并且从λ由正到负的变号点起,截面流线产生稳定的极限环,或从λ由负到正的变号点起,产生不稳定的极限环。旋涡破裂只能发生在截面流线为不稳定螺旋点形态的区域中,在通过涡轴的纵向平面内,破裂点处的流线形态是鞍型的。破裂涡的合拢点处在不稳定的极限环区域内。 展开更多
关键词 分离流动 旋涡流动 涡破裂
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翼型大攻角低速分离流动的数值模拟 被引量：24
3
作者 袁新 江学忠 《工程热物理学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1999年第2期161-165,共5页
应用高收敛率、高精度和高分辨率的数值计算方法，通过求解非定常、可压缩雷诺平均的Ｎａｖｉｅｒ—Ｓｔｏｋｅｓ方程和ｑ-ω低雷诺数双方程湍流模型，数值预测了Ｓ８０９翼型在０－７０°攻角范围内大尺度分离与失速流场的流动与... 应用高收敛率、高精度和高分辨率的数值计算方法，通过求解非定常、可压缩雷诺平均的Ｎａｖｉｅｒ—Ｓｔｏｋｅｓ方程和ｑ-ω低雷诺数双方程湍流模型，数值预测了Ｓ８０９翼型在０－７０°攻角范围内大尺度分离与失速流场的流动与损失特性。 展开更多
关键词 翼型 分离流动 N-S方程 大攻角 湍流
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水平轴风力机翼型大攻角分离流动的数值模拟 被引量：21
4
作者 袁新 徐利军 +1 位作者 叶枝全 叶大均 《太阳能学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第1期35-40,共6页
翼型的失速特性是失速调节型水平轴风力机的气动性能分析和颤振分析的基础。许多涉及这类问题的研究大多只给出了翼型刚开始失速时的计算结果。然而在正常运行工况下叶片端部翼型的深失速特性是风力机的最关键的一类问题。通过求解二维... 翼型的失速特性是失速调节型水平轴风力机的气动性能分析和颤振分析的基础。许多涉及这类问题的研究大多只给出了翼型刚开始失速时的计算结果。然而在正常运行工况下叶片端部翼型的深失速特性是风力机的最关键的一类问题。通过求解二维非定常、可压的Ｎ－Ｓ方程计算了风力机常用翼型ＮＡＣＡ４４１８的绕流特性。Ｎ－Ｓ方程在贴体坐标系中给出，用Ｐｏｉｓｓｏｎ方程法生成了Ｃ型网格。数值计算中采用了一种改进的ＬＵ－ＳＧＳ格式。将翼型的升阻特性的计算值与实验值进行了比较，两者吻合较好。 展开更多
关键词 风力机 分离流 失速 水平轴风力机 数值模拟
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弹性振动对翼型失速迎角附近流场的影响 被引量：23
5
作者 叶正寅 谢飞 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2006年第6期1028-1032,共5页
通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程得到气动力,结合翼型振动方程,计算了翼型不同迎角下的动态过程,分别通过层流和湍流情况的计算,重点研究了弹性振动对翼型失速迎角附近流场的影响,研究结果表明,在中低雷诺数、翼型具有弹性振动的情况... 通过求解雷诺平均Navier-Stokes方程得到气动力,结合翼型振动方程,计算了翼型不同迎角下的动态过程,分别通过层流和湍流情况的计算,重点研究了弹性振动对翼型失速迎角附近流场的影响,研究结果表明,在中低雷诺数、翼型具有弹性振动的情况下,翼型的失速迎角会比传统定常意义上的失速迎角提前出现,为长期以来数值计算得到的失速迎角与风洞实验、飞行试验结果的不同给出了一种物理解释。 展开更多
关键词 气动弹性 分离流 失速 失速迎角
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分离流和涡运动横截面流态的拓扑 被引量：22
6
作者 张涵信 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1997年第1期1-12,共12页
为表征分离流和涡运动的空间特征，实验和计算多给出各横截面上流态。本文给出了横截面流态的拓扑规则，它们是：物体横截面轮廓线上半奇点的分布规则；横截面流态奇点总数的拓扑规则；Poincare指数判定表面纵向分离起始和终结的规则；... 为表征分离流和涡运动的空间特征，实验和计算多给出各横截面上流态。本文给出了横截面流态的拓扑规则，它们是：物体横截面轮廓线上半奇点的分布规则；横截面流态奇点总数的拓扑规则；Poincare指数判定表面纵向分离起始和终结的规则；物面坡度为正时，横截面对称线上奇点数目的规则；物面坡度为负时，横截面对称线上奇点数目的规则。文中通过对正钝锥和倒钝锥高超声速绕流的NS方程的数值模拟，比较和验证了上面的拓扑规则。结果表明，计算和理论完全一致，理论对指导数值模拟，具有重要意义。 展开更多
关键词 横向流拓扑 分离流动 旋涡运动 数值模拟
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二维扩压叶栅非定常分离流控制途径探索 被引量：15
7
作者 郑新前 侯安平 周盛 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2003年第5期599-605,共7页
二维扩压叶栅非定常黏性数值模拟结果表明,在一定攻角范围内,叶片前缘点附近的周期性吹吸气激励能有效控制混乱的非定常分离流.详细研究了非定常激励频率、幅值、位置对流场的影响.满足一定条件的非定常激励能够使流动由无序变为有序,... 二维扩压叶栅非定常黏性数值模拟结果表明,在一定攻角范围内,叶片前缘点附近的周期性吹吸气激励能有效控制混乱的非定常分离流.详细研究了非定常激励频率、幅值、位置对流场的影响.满足一定条件的非定常激励能够使流动由无序变为有序,时均气动性能提高. 展开更多
关键词 非定常流 压气机 二维扩压叶栅 周期性吹吸气 旋涡脱落 非定常分离流 航空发动机 控制
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超声速流中激波/湍流附面层干扰数值模拟 被引量：13
8
作者 雷雨冰 梁德旺 黄国平 《南京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2004年第1期1-5,共5页
采用修正的 B/L湍流模型以及多块结构化网格求解了二维 N- S方程 ,分别对超声速流和高超声速流中的激波 /湍流附面层干扰进行了数值研究。本文首先研究了进口马赫数为 2 .96的超声速流 ,计算结果准确预测了入射斜激波在平直壁面引起湍... 采用修正的 B/L湍流模型以及多块结构化网格求解了二维 N- S方程 ,分别对超声速流和高超声速流中的激波 /湍流附面层干扰进行了数值研究。本文首先研究了进口马赫数为 2 .96的超声速流 ,计算结果准确预测了入射斜激波在平直壁面引起湍流附面层分离的流动特征 :分离点的反射激波、分离包引起的膨胀扇以及再附点的反射激波。计算的壁面压力分布与实验值吻合较好 ,计算的分离区长度与实验值比较有一定误差。本文还对进口马赫数为 9.2 2的高超声速流中压缩角引起的激波 /湍流附面层干扰进行了数值研究 。 展开更多
关键词 超声速流 激波 湍流附面层 干扰 数值模拟 飞行器
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模型振动对翼型流场和气动性能的影响 被引量：20
9
作者 叶正寅 解亚军 武洁 《工程力学》 EI CSCD 北大核心 2009年第4期240-245,共6页
通过求解非定常Navier-Stokes方程,模拟了风洞实验中模型振动条件下的流场,以翼型振动对流场和气动力的影响为突破口,研究了模型振动对流场、尤其是大迎角流场的影响,并考虑了模型弹性轴不同位置对结果的影响。研究结果表明:在临近传统... 通过求解非定常Navier-Stokes方程,模拟了风洞实验中模型振动条件下的流场,以翼型振动对流场和气动力的影响为突破口,研究了模型振动对流场、尤其是大迎角流场的影响,并考虑了模型弹性轴不同位置对结果的影响。研究结果表明:在临近传统定常失速迎角的大迎角条件下,翼型的振动可以引起翼型大尺度的分离,导致翼型失速的提前发生,其提前量取决于振动的幅度、频率。风洞模型设计中的弹性轴所处的翼型弦向位置也对结果有一定影响。其研究结果对大展弦比机翼的风洞实验结果分析、模型设计有指导意义。 展开更多
关键词 NAVIER-STOKES方程 分离流 失速 大展弦比模型机翼 弹性振动
原文传递
流体绕多个钝体不稳定分离流动数值仿真 被引量：15
10
作者 吴文权 《华东工业大学学报》 1997年第3期1-8,共8页
采用离散涡方法对绕多个钝体不稳定、分离流动进行了数值仿真。数值试验结果表明，在来流对称的条件下，绕双圆柱流动是双稳态的，这和实验是一致的。绕多个钝体的流动更为复杂，前排对后排的流动存在很大的影响，尤其在前排不仅是一个... 采用离散涡方法对绕多个钝体不稳定、分离流动进行了数值仿真。数值试验结果表明，在来流对称的条件下，绕双圆柱流动是双稳态的，这和实验是一致的。绕多个钝体的流动更为复杂，前排对后排的流动存在很大的影响，尤其在前排不仅是一个物体的情况下。计算中还包括了物体的不同截面形状。这些计算结果将有助于各种换热器、海洋平台、建筑群布置等正确设计，改变以往仅按平均、稳定流动的设计。 展开更多
关键词 不稳定 分离流动 离散涡 流体力学 钝体
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边界层吹吸气对高负荷扩压叶栅性能的影响 被引量：14
11
作者 周杨 邹正平 +1 位作者 刘火星 叶建 《推进技术》 EI CAS CSCD 北大核心 2007年第6期647-652,共6页
采用边界层流动控制能够有效抑制扩压叶栅的流动分离。以某大弯折角低稠度扩压叶栅为研究对象,利用数值模拟手段研究了原型、叶片表面边界层单独吹气以及吹吸气相结合等边界层控制手段下的流场和叶栅性能变化情况。结果表明,无论是单独... 采用边界层流动控制能够有效抑制扩压叶栅的流动分离。以某大弯折角低稠度扩压叶栅为研究对象,利用数值模拟手段研究了原型、叶片表面边界层单独吹气以及吹吸气相结合等边界层控制手段下的流场和叶栅性能变化情况。结果表明,无论是单独吹气还是吹吸气相结合的边界层控制方法,都能有效控制扩压叶栅中的边界层分离,从而较大幅度地增大叶栅负荷,并降低气动损失;计算表明,吹气和吸气的效果不尽相同,且吹吸气口位置及吹吸气流量对边界层的流动亦有较为明显的影响。其中采用1.7%的吹气流量,结合1.38%的吸气量,可以使静压增压比提高15%以上,而损失系数降低至原型的20%以内。 展开更多
关键词 压气机 吹吸气^+ 流动控制 扩压叶栅^+ 边界层 流动分离
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中浅成岩浆的隐爆机制及其成矿动力学意义 被引量：18
12
作者 黄定华 向树元 +1 位作者 朱云海 叶俊林 《地质科技情报》 CAS CSCD 北大核心 1997年第1期77-80,共4页
借助爆炸动力学理论讨论了隐爆作用的机制，提出隐爆作用的本质是因超压导致相变而发生的一种快速物理反应；而岩浆上侵至低围压的中浅层环境→气水组分分离并产生气泡→后续岩浆提供高压力梯度导致超压，即为隐爆作用得以发生的主要条... 借助爆炸动力学理论讨论了隐爆作用的机制，提出隐爆作用的本质是因超压导致相变而发生的一种快速物理反应；而岩浆上侵至低围压的中浅层环境→气水组分分离并产生气泡→后续岩浆提供高压力梯度导致超压，即为隐爆作用得以发生的主要条件。模拟实验则进一步表明，在隐爆发生的瞬间，岩浆中的多相组分因密度差和粘度差而发生分离流动，围岩则在隐爆时的热冲击下局部碎裂并气化、液化，从而使相关的热液活动及多种成矿作用得以进行。 展开更多
关键词 隐爆作用 动力学 岩浆
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高超声速层流尾迹的数值模拟 被引量：15
13
作者 张涵信 黎作武 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 1992年第4期389-399,共11页
本文利用无波动、无自由参数、耗散的差分格式(NND格式),通过求解NS方程,数值模拟了高超声速层流尾迹的流动,清晰地给出了主激波、拐角膨胀波、迹激波及自由剪切层,所得流场物理量的分布与实验结果甚为一致。计算发现了底部迴流区由起... 本文利用无波动、无自由参数、耗散的差分格式(NND格式),通过求解NS方程,数值模拟了高超声速层流尾迹的流动,清晰地给出了主激波、拐角膨胀波、迹激波及自由剪切层,所得流场物理量的分布与实验结果甚为一致。计算发现了底部迴流区由起始向定常的发展中,在瞬时流线图上经历了极限环形成、胀大、缩小、再胀大最后消失的演变过程。 展开更多
关键词 高超声速流动 尾迹流动 数值模拟
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基于RANS/LES混合方法的分离流动模拟 被引量：16
14
作者 陈浩 袁先旭 +3 位作者 毕林 华如豪 司芳芳 唐志共 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2020年第8期177-188,共12页
飞行器在大迎角、快速俯仰机动时,流场中含有大尺度、非定常的涡结构,传统雷诺平均Navier-Stokes(RANS)模型不能准确模拟流场结构,根据国际上相关研究的发展趋势,需要采用混合RANS/大涡模拟(LES)模型来对复杂分离流动进行准确模拟。本... 飞行器在大迎角、快速俯仰机动时,流场中含有大尺度、非定常的涡结构,传统雷诺平均Navier-Stokes(RANS)模型不能准确模拟流场结构,根据国际上相关研究的发展趋势,需要采用混合RANS/大涡模拟(LES)模型来对复杂分离流动进行准确模拟。本文对基于分区混合与湍流尺度混合的双重RANS/LES混合计算模型进行发展与应用。通过典型简化模型的静、动态湍流大分离流动,测试和验证所采用的脱体涡模拟(DES)类方法,重点研究改进的延迟DES(IDDES)模型在动态问题应用中的正确性和有效性,并对所采用的数值模拟方法和相应的计算软件的可靠性、鲁棒性以及精度进行了考核验证。典型算例包括超声速圆柱底部流动、跨声速方腔流动、NACA0015机翼深失速分离涡模拟等。计算表明:发展的IDDES类混合计算模型可有效解决对数层不匹配的问题;对于定态非定常分离流动,DES、DDES、IDDES等模型计算结果差别不大,随着流动的非定常特性增强,IDDES模型的优势逐渐显现;对于动态非定常分离流动,则需要采用IDDES类模型。 展开更多
关键词 非定常流动 RANS/LES混合模型 分离流动 脱体涡模拟 IDDES模型
原文传递
超声速主流中横向喷流场的激波-旋涡结构的数值模拟 被引量：15
15
作者 张涵信 刘君 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1991年第1期8-13,共6页
本文利用NND格式,通过求解NS方程,对二维超声速主流中横向喷流干扰流场进行了数值模拟,计算清楚地给出了激波结构、回流区和混合层。本文计算得到的激波结构和实验相当一致。最有兴趣的是由于喷流的干扰,主流在喷口前发生主涡分叉,观察... 本文利用NND格式,通过求解NS方程,对二维超声速主流中横向喷流干扰流场进行了数值模拟,计算清楚地给出了激波结构、回流区和混合层。本文计算得到的激波结构和实验相当一致。最有兴趣的是由于喷流的干扰,主流在喷口前发生主涡分叉,观察到三个流向旋转涡和两个反流向旋转涡;在喷口后的背风区,存在具有低压和回流区的尾迹。 展开更多
关键词 横向喷流 激波 旋涡 超声速流 模拟
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三角翼大迎角不可压粘流的数值模拟 被引量：11
16
作者 朱自强 贾剑波 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 1996年第6期736-740,共5页
研究了人工压缩法拟压缩性系数β的选取，采用函数形式的β有效地加速了收敛过程．采用求解不可压Ｎ－Ｓ方程，对三角翼大迎角绕流进行了数值模拟，得到了与实验吻合很好的结果．
关键词 机翼 人工压缩性法 大迎角 三角翼 数值模拟
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利用非结构化网格方法对翼型绕流的数值研究 被引量：6
17
作者 张楚华 谷传纲 苗永淼 《应用力学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2000年第3期35-40,共6页
利用同位非结构化网格上的压力加权修正算法 ,对翼型湍流绕流进行了数值分析。详细地给出了一孤立翼型在不同攻角下的分离流结构及翼型表面压力分布 ,为了显示非结构化网格方法在求解多连通流动区域的优越性 ,对双翼型绕流进行了数值计... 利用同位非结构化网格上的压力加权修正算法 ,对翼型湍流绕流进行了数值分析。详细地给出了一孤立翼型在不同攻角下的分离流结构及翼型表面压力分布 ,为了显示非结构化网格方法在求解多连通流动区域的优越性 ,对双翼型绕流进行了数值计算。在数值分析中 ,对阵面推进法进行改进来生成三角形网格 ,采用有限控制体方法直接在物理空间中的非结构化网格单元上离散 Navier- Stokes方程及 k- ε方程 ,形成的代数方程组通过预条件矩阵共轭梯度平方法求解。计算结果表明 :当流动为附着流时 ,计算结果与实验值吻合程度令人相当满意 ;而在分离区内 ,计算结果与实验值存在一定的误差 ,需对分离区内的湍流模型做进一步的改进。 展开更多
关键词 非结构化网格方法 翼型 分离流动 绕流 数值计算
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弹体级间分离流场特性的数值模拟研究 被引量：14
18
作者 周伟江 白鹏 马汉东 《计算物理》 CSCD 北大核心 2000年第5期532-536,共5页
用数值方法模拟了超声速弹体级间分离流场 ,给出了不同级间距离时几种典型的流场结构 ,两类典型的流态与实验观察一致。级间距离较小时 ,级间区为死水区 ,前体阻力为负 ,出现典型的“后体效应”现象 ;距离较大时 ,内外流之间出现很复杂... 用数值方法模拟了超声速弹体级间分离流场 ,给出了不同级间距离时几种典型的流场结构 ,两类典型的流态与实验观察一致。级间距离较小时 ,级间区为死水区 ,前体阻力为负 ,出现典型的“后体效应”现象 ;距离较大时 ,内外流之间出现很复杂的干扰波系 ,一定的分离距离后 ,后体前缘分离流动区前出现正激波 ,后体的干扰基本被隔绝。 展开更多
关键词 级间分离 分离流动 数值模拟 弹体 超声速气流
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二维后向台阶流流动特性的实验研究 被引量：9
19
作者 齐鄂荣 黄明海 +1 位作者 李炜 张昕 《实验力学》 CSCD 北大核心 2006年第2期225-232,共8页
利用PIV技术,通过系统对150<Re<6500范围内,二维后向台阶定常流进行无接触的连续观测,得到了各种流态情况下瞬时流场的流速分布。并使用所获得的各种雷诺数Re下瞬时流场数据,通过时均化处理成时均流场数据和各类流速分布图。本文... 利用PIV技术,通过系统对150<Re<6500范围内,二维后向台阶定常流进行无接触的连续观测,得到了各种流态情况下瞬时流场的流速分布。并使用所获得的各种雷诺数Re下瞬时流场数据,通过时均化处理成时均流场数据和各类流速分布图。本文分析了后向台阶流瞬时流场特性和时均流场特性,比较了流动中瞬时流场结构和时均流场结构的区别,讨论了回流区长度、回流涡涡心的位置等的变化规律。并与Armaly等所作的实验结论进行了分析比较。本文研究表明,后向台阶流的流场同时具有非定常性和定常性的特性。 展开更多
关键词 PIV 后向台阶流 分离流 回流区长度
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大上翘角机身后体流动机理研究 被引量：11
20
作者 孔繁美 华俊 +2 位作者 冯亚南 邱栋 邓学蓥 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2002年第3期326-331,共6页
通过对圆截面上翘 1 6°的后体的数值计算 ,研究了上翘后体的流动机理。结果表明 ,上翘后体引起横向流动 ,使横向逆压梯度增大、下表面边界层增厚 ,导致后体出现三维开式分离流动 ;由分离形成一对方向相反、强度相等的旋涡向下游拖... 通过对圆截面上翘 1 6°的后体的数值计算 ,研究了上翘后体的流动机理。结果表明 ,上翘后体引起横向流动 ,使横向逆压梯度增大、下表面边界层增厚 ,导致后体出现三维开式分离流动 ;由分离形成一对方向相反、强度相等的旋涡向下游拖至尾迹区 ;这种分离流动是导致大上翘角后体阻力增加的主要原因。 展开更多
关键词 分离流动 旋涡 上翘后体 飞机 机身 数值模拟 流动机理
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