基于Gamma-Theta模型的固定转捩数值模拟研究 被引量：2

1

作者 成婷婷 蒙泽海 郗超 《航空科学技术》 2015年第2期23-28,共6页

采用γ-~Reθt转捩模型,对NACA0012翼型的固定转捩进行数值模拟,计算了不同雷诺数下刚好激发转捩又不引起过大局部压力扰动和附加阻力的最低粗糙带高度,说明了γ-~Reθt模型模拟固定转捩的能力。通过计算低雷诺数下固定转捩来模拟高雷... 采用γ-~Reθt转捩模型,对NACA0012翼型的固定转捩进行数值模拟,计算了不同雷诺数下刚好激发转捩又不引起过大局部压力扰动和附加阻力的最低粗糙带高度,说明了γ-~Reθt模型模拟固定转捩的能力。通过计算低雷诺数下固定转捩来模拟高雷诺数下自然转捩,计算结果表明固定转捩可以较好地模拟自然转捩。这两种计算结果对风洞试验都有重要的指导意义。 展开更多

关键词 γ-~Reθt转捩模型 粗糙带 自然转捩 固定转捩 数值模拟

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低雷诺数下NACA64-418翼型的流动分离研究 被引量：1

2

作者 石建伟 常方圆 +1 位作者 宋文武 肖姚 《热能动力工程》 CAS CSCD 北大核心 2020年第2期254-264,共11页

通过粒子图像测速(PIV)技术,在低速风洞中研究了0°~15°攻角和雷诺数分别为1.54×10^5、2.57×10^5和3.59×10^5下NACA64-418翼型的压力性能,并基于γ-Reθ转捩模型分析了翼型表面的流动分离及涡脱落情况。研究表... 通过粒子图像测速(PIV)技术,在低速风洞中研究了0°~15°攻角和雷诺数分别为1.54×10^5、2.57×10^5和3.59×10^5下NACA64-418翼型的压力性能,并基于γ-Reθ转捩模型分析了翼型表面的流动分离及涡脱落情况。研究表明:NACA64-418翼型具有较大的失速攻角,PIV结果的时均流场和瞬时流场表明,NACA64-418翼型具有较大的失速攻角,随着雷诺数的增加,失速攻角变小;从翼型壁面回流区可以看出γ-Reθ转捩模型可以准确评估翼型表面从层流到湍流流动的变化;数值结果与实验结果进行比较,验证了γ-Reθ转捩模型的预测是准确的。 展开更多

关键词 γ-Reθ转捩模型 PIV实验 翼型 升阻比

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基于γ-Re_(θt)转捩模型的低雷诺数翼型数值分析 被引量：10

3

作者 陈立立 郭正 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第4期1114-1126,共13页

通过综合运用Michel转捩判据和γ-Re_（θt）转捩模型的方法实现对低雷诺数翼型的气动分析。首先通过Michel转捩判据和层流分离位置分别估算转捩动量厚度雷诺数,然后分别用Langtry和Tomac提出的经验关系式计算转捩动量厚度雷诺数和转捩... 通过综合运用Michel转捩判据和γ-Re_（θt）转捩模型的方法实现对低雷诺数翼型的气动分析。首先通过Michel转捩判据和层流分离位置分别估算转捩动量厚度雷诺数,然后分别用Langtry和Tomac提出的经验关系式计算转捩动量厚度雷诺数和转捩区长度,通过UDF（User-Defined Functions）将不同组的3个经验关联值写入Fluent软件对E387翼型（雷诺数为3×10~5）进行数值分析,并与试验值进行了对比。结果表明：基于Michel转捩判据比基于层流分离更能准确预测转捩位置,基于层流分离预测的转捩位置过于靠前,但是2种方法的气动力计算结果与试验值都比较吻合,Langtry和Tomac的经验关系式计算结果之间差别不大,Tomac方法能够计算出分离泡,且与Selig油流试验吻合较好。 展开更多

关键词 低雷诺数 层流分离 Michel转捩判据 γ-Reθt转捩模型 转捩预测 E387翼型

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大雷诺数下对称翼型的转捩判断与规律研究

4

作者 杨从新 张根豪 +3 位作者 李寿图 郭艳磊 岳念西 刘文杰 《太阳能学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第1期326-333,共8页

围绕翼型的转捩问题,以NACA0012、NACA0015、NACA0018三种不同厚度的对称翼型为研究对象,基于TSST湍流模型的数值模拟方法,提出基于湍流强度的转捩判断方法并研究在5种大雷诺数条件下翼型表面流动的转捩规律,以期为风力机叶片设计提供... 围绕翼型的转捩问题,以NACA0012、NACA0015、NACA0018三种不同厚度的对称翼型为研究对象,基于TSST湍流模型的数值模拟方法,提出基于湍流强度的转捩判断方法并研究在5种大雷诺数条件下翼型表面流动的转捩规律,以期为风力机叶片设计提供新的参考思路。研究表明,基于湍流强度的转捩判断方法是有效、可行的,使用翼型表面湍流强度曲线的阶跃现象观测转捩,可有效避免转捩前流动扰动带来的影响。同时利用湍流强度的变化情况可为风力机叶片设计寻找最佳设计参数。研究发现,增大攻角和雷诺数使得翼型上翼面转捩位置前移、下翼面转捩位置后移。此外,随着攻角的减小、雷诺数的增大、翼型表面厚度的增加,在翼型转捩前的流动逐渐稳定。 展开更多

关键词 转捩 风力机 计算流体力学 γ-Reθ转捩模型 雷诺数 湍流强度

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基于转捩SST模型的钝尾缘水翼绕流数值计算与分析 被引量：4

5

作者 黎耀军 陈俊 +2 位作者 姚志峰 刘竹青 杨魏 《水利学报》 EI CSCD 北大核心 2017年第8期993-1001,共9页

边界层转捩是影响水翼绕流水动力学特性的关键因素之一。为了探究γ-Reθt转捩模型在低湍流度来流下水翼边界层转捩及尾涡脱落预测中的适用性,本文基于耦合γ-Reθt转捩模型和SST k-ω模型的转换SST模型,对0°攻角的NACA0009钝尾缘... 边界层转捩是影响水翼绕流水动力学特性的关键因素之一。为了探究γ-Reθt转捩模型在低湍流度来流下水翼边界层转捩及尾涡脱落预测中的适用性,本文基于耦合γ-Reθt转捩模型和SST k-ω模型的转换SST模型,对0°攻角的NACA0009钝尾缘水翼绕流进行了数值计算。分析了转捩SST模型对网格尺度的敏感性,预测了边界层和尾迹区流场及不同雷诺数下水翼尾涡脱落特征,并与实验数据和SST k-ω模型计算结果进行了对比。结果表明:随近壁面第一层网格尺度y+的增大,水翼边界层转捩位置沿流向后移,最大y+值小于1时,预测的转捩位置趋于一致;与SST k-ω模型相比,转捩SST模型可以求解层流边界层,避免了在边界层和尾迹区对涡黏系数的过高预测,得到的边界层厚度和水翼尾迹区流动参数与实验结果更为接近;转捩SST模型可以较准确预测水翼尾涡脱落频率随雷诺数增大而增加的变化趋势,水翼尾涡脱落频率预测值与实验结果的最大相对误差为6.2%。 展开更多

关键词 水翼 边界层转捩 γ-Reθt转捩模型 尾涡脱落

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低压涡轮叶栅流动中转捩模型的校验及改进 被引量：4

6

作者 罗天培 柳阳威 陆利蓬 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第7期1548-1562,共15页

为评估并提高现有转捩模型的预测精度,采用计算流体力学(CFD)软件FLUENT 12.1,选取层流模型、全湍流模型、剪切应力输运(SST)低雷诺数模型、k-kl-ω模型以及γ-Reθ模型对低压涡轮叶栅T106-EIZ进行数值模拟,通过与实验数据的对比校验了... 为评估并提高现有转捩模型的预测精度,采用计算流体力学(CFD)软件FLUENT 12.1,选取层流模型、全湍流模型、剪切应力输运(SST)低雷诺数模型、k-kl-ω模型以及γ-Reθ模型对低压涡轮叶栅T106-EIZ进行数值模拟,通过与实验数据的对比校验了后3种模型对于转捩以及相关参数的模拟能力,并对结果以及模型的作用机理进行分析,校验结果表明所有模型都不能准确地预测分离流转捩以及尾迹诱导转捩。选取预测效果较好的γ-Reθ模型进行了修正,提出通过修改间歇因子输运方程中的参数ca1和ca2的方法来修正该模型,结果表明该方法可以提高模拟精度。 展开更多

关键词 转捩模型 γ-Reθ模型 修正 T106-EIZ 低压涡轮叶栅

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基于Fluent UDF的 γ-Re_(θt) 转捩模型高超声速修正初步研究

7

作者 杜育锋 曹咏弘 +1 位作者 周玲 李孟委 《中北大学学报（自然科学版）》 CAS 2023年第3期200-208,共9页

为了提高γ-Re_(θt)转捩模型在高超声速转捩预测中的精度,在γ-Re_(θt)转捩模型中引入了马赫数和雷诺数来反映高超声速流动的可压缩效应,并基于响应面法重新构造了涡雷诺数与动量厚度雷诺数之间的拟合关系式,使得γ-Re_(θt)转捩模型... 为了提高γ-Re_(θt)转捩模型在高超声速转捩预测中的精度,在γ-Re_(θt)转捩模型中引入了马赫数和雷诺数来反映高超声速流动的可压缩效应,并基于响应面法重新构造了涡雷诺数与动量厚度雷诺数之间的拟合关系式,使得γ-Re_(θt)转捩模型可适用于高超声速流动。考虑到实际应用,利用用户自定义函数(UDF)功能对商业软件Fluent中的γ-Re_(θt)转捩模型的Reθc和F length函数进行了修正,并采用高超声速平板和钝锥对修正的γ-Re_(θt)转捩模型进行了检验和验证。与原始γ-Re_(θt)转捩模型以及实验数据相比,改进的γ-Re_(θt)转捩模型可以成功地预测由边界层转捩引起的斯坦顿数的变化,并且对转捩起始位置的预测精度较原始模型有明显改善。 展开更多

关键词 高超声速 边界层转捩 γ-Re_(θt)转捩模型 FLUENT 响应面法

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无限展长后掠翼边界层定常横流不稳定转捩分析 被引量：3

8

作者 蔡林峰 李昊歌 陈伟芳 《计算物理》 EI CSCD 北大核心 2019年第2期175-181,共7页

采用γ-Re_(θt)横流转捩拓展模型对NLF(2)-0415无限展长后掠机翼进行数值模拟,重点分析来流雷诺数、机翼表面粗糙度及后掠角对边界层横流不稳定性的影响.研究发现γ-Re_(θt)横流转捩拓展模型能够准确预测边界层定常横流不稳定转捩,计... 采用γ-Re_(θt)横流转捩拓展模型对NLF(2)-0415无限展长后掠机翼进行数值模拟,重点分析来流雷诺数、机翼表面粗糙度及后掠角对边界层横流不稳定性的影响.研究发现γ-Re_(θt)横流转捩拓展模型能够准确预测边界层定常横流不稳定转捩,计算结果与试验数据吻合较好.结果表明来流雷诺数越大、机翼表面越粗糙,横流转捩位置越靠前;随着机翼后掠角的增加,转捩位置先前移随后逐渐靠后. 展开更多

关键词 后掠机翼 边界层 横流转捩 k-ω SST湍流模型 γ-Reθt转捩模型

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基于直接控制FFD参数化方法的跨声速层流翼身组合体稳健性设计 被引量：3

9

作者 李静 高正红 赵轲 《中国科学：技术科学》 EI CSCD 北大核心 2015年第9期964-974,共11页

自由变形技术(FFD)技术不是对几何外形的直接操作,进行精细化设计时需引入高阶FFD控制体,针对其在参数化几何外形时的局限性,开展了直接控制FFD参数化方法的研究.通过对基础外形典型剖面进行扰动,将扰动量通过参数识别反映到FFD控制节点... 自由变形技术(FFD)技术不是对几何外形的直接操作,进行精细化设计时需引入高阶FFD控制体,针对其在参数化几何外形时的局限性,开展了直接控制FFD参数化方法的研究.通过对基础外形典型剖面进行扰动,将扰动量通过参数识别反映到FFD控制节点上,反求控制节点的位移,有效地降低了高阶FFD控制体进行三维外形参数化时设计变量的个数,并且将典型剖面参数化与三维外形灵活结合,更具物理直观性.运用此参数化方法结合四元数网格变形技术,采用γ- Reθt转捩模型进行边界层数值转捩模拟,多种群协作粒子群算法以及自适应采样技术构建稳健性优化设计系统,运用该系统对于跨音速层流翼身组合体进行了稳健性设计,设计结果表明,优化后的翼身组合体在马赫数不确定性范围内不仅可以保持大范围的层流区域,还可以控制激波缓慢发展,具有较好的稳健性. 展开更多

关键词 MCPSO 四元数 KRIGING模型 γ-Reθt^-转捩模型 稳健性设计 FFD

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γ-Re_θ转捩模型在风力机翼型数值计算中的应用 被引量：2

10

作者 陈进 孙振业 +1 位作者 谢翌 马金成 《哈尔滨工程大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第2期218-221,共4页

很多湍流模型忽略了层流区域的存在,但实际流动在翼型某位置处开始转捩,此时模型显然偏离实质,计算结果精度较低。因此加入γ-Reθ转捩模型,将转捩动量厚度雷诺数Reθ作为经验关联函数来控制边界层内间歇因子γ的生成,再通过间歇因子来... 很多湍流模型忽略了层流区域的存在,但实际流动在翼型某位置处开始转捩,此时模型显然偏离实质,计算结果精度较低。因此加入γ-Reθ转捩模型,将转捩动量厚度雷诺数Reθ作为经验关联函数来控制边界层内间歇因子γ的生成,再通过间歇因子来控制湍动能产生项,使湍流模型在层流区域失效。首先为了验证数值计算的准确性,采用上述方法针对风力机翼型A2121,在高雷诺数4×106下对几种典型攻角的气动性能进行计算,对比普通全湍流模型、湍流转捩模型和风洞试验的计算结果,发现湍流转捩模型结果更精确。之后在更大攻角范围-10.14°~25.09°内,采用此转捩模型数值方法进行气动仿真,发现其总体计算结果与风洞试验实验数据较吻合,验证了此数值方法的正确性和有效性。 展开更多

关键词 γ-Reθ转捩模型 转捩动量厚度雷诺数 间歇因子 风力机 翼型

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基于γ-■_(θt)转捩模型的翼型气动特性计算精度改进研究 被引量：2

11

作者 张辉 宋文萍 张坤 《航空计算技术》 2010年第4期11-13,17,共4页

将结合SSTk-ω湍流模型的γ-■θt转捩模型与二维雷诺平均NS(RANS)方程数值求解相耦合,发展了考虑转捩影响的翼型气动特性计算方法。得到的计算结果与没有考虑转捩影响的计算结果的比较表明,与实验更加吻合,计算精度得到了明显提高。

关键词 转捩 SSTk-ω湍流模型 γ-■θt转捩模型

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高压圆盘气体轴承可压缩边界层形态分析 被引量：2

12

作者 刘剑 郭良斌 《武汉科技大学学报》 北大核心 2017年第6期439-445,共7页

高压圆盘气体轴承中气流速度高、雷诺数大,气膜内边界层的发展形态对主流和轴承承载力的影响不可忽视。在数值计算方法可行性验证的基础上,采用γ-Reθ转捩模型对具有双对称收缩段结构的高压圆盘气体轴承气膜内的流场进行数值求解,分析... 高压圆盘气体轴承中气流速度高、雷诺数大,气膜内边界层的发展形态对主流和轴承承载力的影响不可忽视。在数值计算方法可行性验证的基础上,采用γ-Reθ转捩模型对具有双对称收缩段结构的高压圆盘气体轴承气膜内的流场进行数值求解,分析气膜间隙、供气压力及轴承半径对气膜边界层的影响。结果表明,减小气膜间隙、降低供气压力、增大轴承半径,均可促进气膜边界层的发展;边界层完全发展后,主流被边界层淹没,边界层内的黏性力作用于气流,气流速度下降,使气膜内的压力维持在较高水平,从而提高了气体轴承的承载能力。根据数值计算结果确定了高压圆盘气体轴承实验模型的工作参数。 展开更多

关键词 气体轴承 可压缩边界层 主流区 γ-Reθ转捩模型 气膜 数值计算

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γ-Re_(θt)-SA转捩模型在翼型绕流问题中的应用研究

13

作者 朱军 高正红 +1 位作者 白俊强 詹浩 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2013年第5期604-610,共7页

详细介绍了γ-Reθt转捩模型与S-A一方程湍流模型相结合组成的γ-Reθt-SA转捩模型及该模型中参数修正过程,并将Spalart为控制自由来流湍流度衰减而提出的环境源项法引入到该模型中。利用已有的RANS求解器平台实现了该转捩模型,对Aerosp... 详细介绍了γ-Reθt转捩模型与S-A一方程湍流模型相结合组成的γ-Reθt-SA转捩模型及该模型中参数修正过程,并将Spalart为控制自由来流湍流度衰减而提出的环境源项法引入到该模型中。利用已有的RANS求解器平台实现了该转捩模型,对Aerospatiale-A翼型、S809翼型和30P30N三段翼的绕流问题进行了模拟,将计算结果与实验结果进行了对比分析,计算结果表面该模型可以较为准确地预测不同计算条件下的翼型流场中分离诱导转捩和自然转捩的位置以及再层流化等流动现象,其计算效率及精度能够满足工程应用要求。同时,该模型的研究与开发对于后续发展具有转捩预测能力的RANS-LES方法奠定了基础。 展开更多

关键词 RANS求解器 转捩 γ-Peθt转捩模型 γ-Peθt-SA转捩模型 S-A一方程湍流模型

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翼型几何模型对边界层转捩预测精度的影响 被引量：1

14

作者 伍斯 高正红 《航空工程进展》 CSCD 2015年第3期287-296,共10页

对飞行器表面的边界层转捩现象进行准确地预测,是设计高性能层流翼型的关键。基于边界层数值模拟和现代CFD技术的特点,选取与SSTk-ω湍流模型相耦合的γ-Reθt转捩模型,对不同类型的翼型边界层转捩进行预测。结果表明:在转捩计算过程中... 对飞行器表面的边界层转捩现象进行准确地预测,是设计高性能层流翼型的关键。基于边界层数值模拟和现代CFD技术的特点,选取与SSTk-ω湍流模型相耦合的γ-Reθt转捩模型,对不同类型的翼型边界层转捩进行预测。结果表明:在转捩计算过程中出现的摩阻曲线震荡,是由翼型表面计算网格不光顺所引起的;提高翼型几何模型光顺程度能够在不同程度上提高翼型气动特性的计算精度,并能得到更加准确的转捩预测结果。 展开更多

关键词 边界层转捩 转捩预测 SSTk-ω湍流模型 γ-Reθt^-转捩模型

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压缩性修正对γ-Re_θ转捩模型的影响研究 被引量：1

15

作者 夏陈超 姜婷婷 +1 位作者 郭中州 陈伟芳 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2015年第5期603-609,共7页

将基于流场当地变量的γ-Reθ转捩模型加入可压缩RANS方程计算程序,对平均流场控制方程、湍流和转捩控制方程进行基于LU-SGS的隐式紧耦合求解。结合三种压缩性修正方法对高超声速平板、双楔和圆锥流动进行了数值模拟,给出了壁面斯坦顿... 将基于流场当地变量的γ-Reθ转捩模型加入可压缩RANS方程计算程序,对平均流场控制方程、湍流和转捩控制方程进行基于LU-SGS的隐式紧耦合求解。结合三种压缩性修正方法对高超声速平板、双楔和圆锥流动进行了数值模拟,给出了壁面斯坦顿数、热流值和实验值的比较,以及湍动能和间歇因子分布云图。数值计算结果表明,相同来流湍流度下不同压缩性修正方法得到的转捩位置差别较大。相比于未修正的模型,基于当地马赫数压缩性修正后的转捩位置最靠后,其对带有分离的双楔流动预测较为准确;基于来流马赫数的压缩性修正仅使得转捩位置稍有延迟;对湍动能源项的压缩性修正可提高模型在转捩后湍流段的热流预测精度。 展开更多

关键词 高超声速 RANS方程 γ-Reθ转捩模型 紧耦合 压缩性修正

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某层流机翼验证机跨声速层流特性敏感性分析

16

作者 牛笑天 李杰 +2 位作者 周智鹏 杨钊 昌陌尘 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第11期258-275,共18页

采用雷诺平均Navier-Stokes (RANS)方法结合基于当地变量的γ-Reθ转捩预测模型,针对某特殊布局形式的层流机翼验证机开展跨声速层流特性和参数敏感性分析。通过DLR F-5三维机翼构型对基于RANS的转捩预测方法进行算例验证分析,同时将某... 采用雷诺平均Navier-Stokes (RANS)方法结合基于当地变量的γ-Reθ转捩预测模型,针对某特殊布局形式的层流机翼验证机开展跨声速层流特性和参数敏感性分析。通过DLR F-5三维机翼构型对基于RANS的转捩预测方法进行算例验证分析,同时将某层流验证机中央翼段层流转捩预测结果与试验进行对比,证明了采用的计算方法完全适用于所研究问题。研究重点关注全机巡航状态附近的气动特性和中央验证段在不同飞行状态下的表面转捩位置及层流区长度。通过计算,进一步分析了层流流动对全机升阻及力矩特性的影响。结果表明:马赫数、雷诺数、来流湍流度、迎角等均会对中央验证段表面转捩位置产生明显的影响,影响规律差异较大。马赫数的增加会引起压力分布的较大变化,使转捩位置前后波动;雷诺数按同样幅度递增会使翼面转捩位置有规律地提前;来流湍流度和迎角的增加会导致转捩提前,层流区长度明显缩小。 展开更多

关键词 自然层流 层流机翼 跨声速层流特性 层流特性敏感性 γ-Reθ转捩模型

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某层流验证机中央翼段高速巡航气动性能优化设计

17

作者 唐松祥 李杰 +1 位作者 张恒 牛笑天 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第11期406-418,共13页

针对某特殊布局层流机翼验证机,开展高速巡航状态下中央翼段气动性能的优化设计研究。以γ-Re_(θ)转捩预测方法作为计算分析手段,对中央翼段翼型剖面进行改进设计以提升其升阻特性,并在此基础上对中央翼段前后位置进行调整,探究翼段位... 针对某特殊布局层流机翼验证机,开展高速巡航状态下中央翼段气动性能的优化设计研究。以γ-Re_(θ)转捩预测方法作为计算分析手段,对中央翼段翼型剖面进行改进设计以提升其升阻特性,并在此基础上对中央翼段前后位置进行调整,探究翼段位置变化后表面转捩位置的变化情况,为改善全机巡航力矩特性提供一定依据。对原始层流翼型和某传统翼型计算和风洞试验结果进行对比,验证了所采用数值计算方法和模型的适用性。针对原始层流翼型,通过提升其同一迎角下的升力系数来降低巡航迎角,增加其巡航状态表面层流区长度,使其拥有更好的层流特性。最后,针对中央翼段平移构型气动力系数开展计算研究,对比分析了不同平移位置中央翼段对层流验证机气动参数的影响,结果表明,不同平移构型在同样的计算状态下,中央翼段表面层流区长度变化不大,构型的变化对其层流特性的影响相对较小,有利于后续从中央翼段平移的角度对全机力矩特性进行优化。 展开更多

关键词 中央翼段 γ-Re_(θ)转捩模型 气动性能 翼型优化 层流特性

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转捩过程对旋翼悬停模拟的影响分析与研究

18

作者 庞超 李猛 高正红 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第2期253-260,共8页

悬停状态是考察旋翼整体气动性能的重要状态之一。随着计算机技术及CFD技术的发展,基于“第一性原理”的数值模拟方法越来越多地被用于评估旋翼悬停性能。在使用基于RANS方程的数值模拟方法进行固定翼飞行器定常计算时,流动转捩现象对... 悬停状态是考察旋翼整体气动性能的重要状态之一。随着计算机技术及CFD技术的发展,基于“第一性原理”的数值模拟方法越来越多地被用于评估旋翼悬停性能。在使用基于RANS方程的数值模拟方法进行固定翼飞行器定常计算时,流动转捩现象对某些特定状态下流场及气动特性会产生巨大影响,因此在进行固定翼设计时要考虑流动转捩现象。然而转捩过程是否同样会影响旋翼非定常气动流场及气动特性,国内研究较少,因此有必要研究转捩过程对旋翼流场数值模拟的影响,为旋翼类飞行器的设计及评估提供参考。采用美国航空航天学会旋翼悬停工作组提出的PSP旋翼标模,利用结构化动态嵌套网格技术,在大拉力悬停和小拉力悬停状态下,分别进行全湍流模拟和转捩模拟计算并与试验结果进行了对比。对比结果显示,文中所采用的数值求解器对旋翼悬停效率的计算误差在5%之内。在考虑流动转捩后,由于桨叶表面存在层流区域,计算所得旋翼悬停效率高于全湍流假设下的预测值,而桨叶表面的层流区域与旋翼拉力大小有关。在流动转捩发生的区域,转捩过程会对桨叶截面压力分布以及桨叶展向扭矩分布产生明显影响,同时桨叶表面出现明显的流动分离现象。对于桨叶展向拉力分布和桨盘下方旋翼尾迹桨尖涡区域,转捩过程均不产生明显影响。 展开更多

关键词 旋翼悬停模拟 动态嵌套网格 γ-Re_(θt)转捩模型 PSP旋翼

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转捩模型对S815翼型气动特性的数值模拟

19

作者 马涛 李辉 《洛阳理工学院学报（自然科学版）》 2015年第3期49-52,共4页

采用基于SST k-ω湍流模型的y-Reθ转捩模型对S815翼型的气动特性进行了全湍流和考虑转捩的数值模拟。分析了转捩对静态和动态失速特性的影响及缩减频率对动态失速特性的影响。结果表明,对于静态失速,考虑转捩的分析结果与实验值吻合较... 采用基于SST k-ω湍流模型的y-Reθ转捩模型对S815翼型的气动特性进行了全湍流和考虑转捩的数值模拟。分析了转捩对静态和动态失速特性的影响及缩减频率对动态失速特性的影响。结果表明,对于静态失速,考虑转捩的分析结果与实验值吻合较好;对于动态失速,湍流转捩模型的翼型动态失速升力迟滞曲线与实验值吻合较好,随着缩减频率的增大,翼型失速攻角会增大,升力系数峰值会增大。 展开更多

关键词 风力机 y-Reθ转捩模型 失速 数值模拟

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适用于可压缩流动的γ-Re_(θt)-f_(Re)转捩模型 被引量：4

20

作者 刘清扬 雷娟棉 +2 位作者 刘周 石磊 周伟江 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2022年第8期321-331,共11页

基于γ-R_(eθt)转捩模型的框架,发展了考虑流动可压缩性的γ-Re_(θt)-f_(Re)转捩模型。针对已有的转捩准则引入可压缩性修正,并利用基于参考温度法获得的雷诺数可压缩性比拟关系fRe修正现有基于不可压缩流动的转捩关联函数。为实现模... 基于γ-R_(eθt)转捩模型的框架,发展了考虑流动可压缩性的γ-Re_(θt)-f_(Re)转捩模型。针对已有的转捩准则引入可压缩性修正,并利用基于参考温度法获得的雷诺数可压缩性比拟关系fRe修正现有基于不可压缩流动的转捩关联函数。为实现模型的局部性,构建了额外的雷诺数可压缩性比拟关系fRe输运方程。利用所发展的γ-Re_(θt)-f_(Re)转捩模型对不同流动条件的转捩算例进行考核并和基本γ-R_(eθt)转捩模型进行对比,结果显示,γ-Re_(θt)-f_(Re)转捩模型实现了从低速至高速的无缝统一模拟能力。在低速流动条件下,γ-Re_(θt)-f_(Re)转捩模型自动恢复为基本γ-R_(eθt)转捩模型;在超声速和高超声速流动条件下,γ-Re_(θt)-f_(Re)转捩模型显著改善了流动转捩的起始位置和转捩区发展的预测。 展开更多

关键词 流动转捩 高超声速 γ-R_(eθt)转捩模型 参考温度法 可压缩性修正

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