三维可压缩Boltzmann模型及其在低Mach数湍流中的应用（英文）
本文选题：有限差分格子Boltzmann方法 + 低Mach数流动 ； 参考：《应用数学和力学》2016年12期
【摘要】：改进了有限差分格子Boltzmann方法(FDLBM),以直接数值模拟气动噪声.基于LB求解器特性,采用动力学方程中的恒定对流速度以实施高阶迎风差分,提高了声波和湍流的分辨率.通过建立一个新的三维粒子模型,计算得到了任意比热容的三维可压缩Navier-Stokes系统.此外,利用Bhatnagar-Gross-Krook(BGK)碰撞算子,通过引入热流量修正,实现了Prandtl数的可变性.在激波管内弱声波以及伴随有温度梯度的Taylor-Couette层流的验证计算中,提出的新方法结果良好.此外也对NACA0012翼型绕流进行了三维模拟.其中,Reynolds数、Mach数和攻角分别取2×105,8.75×10-2以及9°.计算发现,在机翼前缘附近的分离气流位置,以及表面压力波动强度的Mach数依赖性方面,数值计算结果与实验结果相吻合.
[Abstract]:The finite difference lattice Boltzmann method is improved to simulate aerodynamic noise directly. Based on the characteristic of LB solver, the constant convection velocity in the dynamic equation is used to implement the upwind difference of higher order, which improves the resolution of acoustic wave and turbulence. By establishing a new three-dimensional particle model, a three-dimensional compressible Navier-Stokes system with arbitrary specific heat capacity is obtained. In addition, by using the Bhatnagar-Gross-Krooku BGK) collision operator, the variability of Prandtl number is realized by introducing heat flux correction. The new method has good results in the verification of weak acoustic waves and Taylor-Couette laminar flow with temperature gradient in shock tube. In addition, the flow around the NACA0012 airfoil is simulated. Among them, the Reynolds number and the angle of attack are 8. 75 脳 10 ~ (-2) and 9 掳, respectively. It is found that the numerical results are in agreement with the experimental results in terms of the location of the separated airflow near the leading edge of the wing and the Mach number dependence of the surface pressure fluctuation intensity.
【作者单位】： 大阪大学机械工程系学院;
【分类号】：O35
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，本文编号：1783045
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