湍流抑制方法模拟边界层过渡流并粘性力预报研究
发布时间：2021-08-17 23:04
介绍了湍流抑制方法及其原理,并使用该方法和目前常用的γ-Reθ过渡流模型、湍流模型对较低雷诺数下平板、翼型结构和螺旋桨的边界层流动进行了模拟,并对粘性力进行了预报.通过与实验值进行比较,讨论了3种方法的优缺点:在有过渡流的情况下,湍流模型预报的粘性力误差较大;γ-Reθ模型能够预报过渡流,但是转捩点的位置由很多因素决定,从而影响粘性力的预报准确性,并且需要求解2个额外的输运方程,计算效率较低;湍流抑制方法虽然没有预报过渡流的能力,但是在预先知道转捩点位置的情况下（模型实验或者公式估算）,可以简单、高效、准确地模拟过渡现象和预报粘性力,并且没有湍流模型的限制,可以针对不同的流场选择不同的湍流模型结合使用.
【文章来源】：江苏科技大学学报(自然科学版). 2019,33(02)
【文章页数】：6 页
【部分图文】：
平板流场模拟计算域湍流抑制区和非抑制区Fig．1Turbulencesuppressionregionandnon-
量．另外，在求解ＲANS方程时，还需要求解两个额外的输运方程，比直接应用湍流模型求解ＲANS方程要多花约1/3的时间．最后，如果有实验结果，那么可以直接使用湍流抑制方法来模拟物体表面的过渡流，这样可以在不考虑入口湍流条件的情况下，简单、高效而且准确地获得平板表面的粘性力分布及总的粘性力．图2不同数值方法预报的平板表面粘性力分布与实验值［13］的比较Fig．2Acomparisonofthepredictionsofviscousforcedistributionovertheflatplatepredictedbydifferentnumericalmethodsandtheexperimentaldata［13］3翼型结构边界层过渡流的模拟及粘性力的预报图3为Aerospatiale－A翼型．该翼型的风动实验结果(攻角为13.1°，来流雷诺数为2.07×106)可对文中的数值预报进行验证．计算域形状、计算网格和边界层网格示意如图3．速度入口距翼型导边的长度为8倍弦长．压力出口距翼型导边的长度为20倍弦长．计算域网格数为250(水平方向)×500(竖直方向)．边界层第一层网格高度设置为弦长的1.0×10－5．壁面Y+值控制在0.8以内．图3翼型几何和计算网格Fig．3Airfoilgeometryandthecomputationalmesh图4为翼型附近的计算域湍流抑制区域的划分情况．翼型吸力面边界层流动转捩点的位置由风洞实验或者文献［11］中提供的方法确定获得．图4翼型附近计算域的湍流抑制区域和非抑制区域Fig．4Turbulencesuppressionregionandnon-suppressionregionofthecomputationaldomainneartheairfoil图5为该翼型吸力面的粘性力分布的数值结果与实验值［15］的比较．首先，湍流?
ＲANS方程要多花约1/3的时间．最后，如果有实验结果，那么可以直接使用湍流抑制方法来模拟物体表面的过渡流，这样可以在不考虑入口湍流条件的情况下，简单、高效而且准确地获得平板表面的粘性力分布及总的粘性力．图2不同数值方法预报的平板表面粘性力分布与实验值［13］的比较Fig．2Acomparisonofthepredictionsofviscousforcedistributionovertheflatplatepredictedbydifferentnumericalmethodsandtheexperimentaldata［13］3翼型结构边界层过渡流的模拟及粘性力的预报图3为Aerospatiale－A翼型．该翼型的风动实验结果(攻角为13.1°，来流雷诺数为2.07×106)可对文中的数值预报进行验证．计算域形状、计算网格和边界层网格示意如图3．速度入口距翼型导边的长度为8倍弦长．压力出口距翼型导边的长度为20倍弦长．计算域网格数为250(水平方向)×500(竖直方向)．边界层第一层网格高度设置为弦长的1.0×10－5．壁面Y+值控制在0.8以内．图3翼型几何和计算网格Fig．3Airfoilgeometryandthecomputationalmesh图4为翼型附近的计算域湍流抑制区域的划分情况．翼型吸力面边界层流动转捩点的位置由风洞实验或者文献［11］中提供的方法确定获得．图4翼型附近计算域的湍流抑制区域和非抑制区域Fig．4Turbulencesuppressionregionandnon-suppressionregionofthecomputationaldomainneartheairfoil图5为该翼型吸力面的粘性力分布的数值结果与实验值［15］的比较．首先，湍流模型SSTk－ω的预报结果与实验值Emp相差较大．其次，γ－Ｒeθ过渡流模型在速?
本文编号：3348680
【文章来源】：江苏科技大学学报(自然科学版). 2019,33(02)
【文章页数】：6 页
【部分图文】：
平板流场模拟计算域湍流抑制区和非抑制区Fig．1Turbulencesuppressionregionandnon-
量．另外，在求解ＲANS方程时，还需要求解两个额外的输运方程，比直接应用湍流模型求解ＲANS方程要多花约1/3的时间．最后，如果有实验结果，那么可以直接使用湍流抑制方法来模拟物体表面的过渡流，这样可以在不考虑入口湍流条件的情况下，简单、高效而且准确地获得平板表面的粘性力分布及总的粘性力．图2不同数值方法预报的平板表面粘性力分布与实验值［13］的比较Fig．2Acomparisonofthepredictionsofviscousforcedistributionovertheflatplatepredictedbydifferentnumericalmethodsandtheexperimentaldata［13］3翼型结构边界层过渡流的模拟及粘性力的预报图3为Aerospatiale－A翼型．该翼型的风动实验结果(攻角为13.1°，来流雷诺数为2.07×106)可对文中的数值预报进行验证．计算域形状、计算网格和边界层网格示意如图3．速度入口距翼型导边的长度为8倍弦长．压力出口距翼型导边的长度为20倍弦长．计算域网格数为250(水平方向)×500(竖直方向)．边界层第一层网格高度设置为弦长的1.0×10－5．壁面Y+值控制在0.8以内．图3翼型几何和计算网格Fig．3Airfoilgeometryandthecomputationalmesh图4为翼型附近的计算域湍流抑制区域的划分情况．翼型吸力面边界层流动转捩点的位置由风洞实验或者文献［11］中提供的方法确定获得．图4翼型附近计算域的湍流抑制区域和非抑制区域Fig．4Turbulencesuppressionregionandnon-suppressionregionofthecomputationaldomainneartheairfoil图5为该翼型吸力面的粘性力分布的数值结果与实验值［15］的比较．首先，湍流?
ＲANS方程要多花约1/3的时间．最后，如果有实验结果，那么可以直接使用湍流抑制方法来模拟物体表面的过渡流，这样可以在不考虑入口湍流条件的情况下，简单、高效而且准确地获得平板表面的粘性力分布及总的粘性力．图2不同数值方法预报的平板表面粘性力分布与实验值［13］的比较Fig．2Acomparisonofthepredictionsofviscousforcedistributionovertheflatplatepredictedbydifferentnumericalmethodsandtheexperimentaldata［13］3翼型结构边界层过渡流的模拟及粘性力的预报图3为Aerospatiale－A翼型．该翼型的风动实验结果(攻角为13.1°，来流雷诺数为2.07×106)可对文中的数值预报进行验证．计算域形状、计算网格和边界层网格示意如图3．速度入口距翼型导边的长度为8倍弦长．压力出口距翼型导边的长度为20倍弦长．计算域网格数为250(水平方向)×500(竖直方向)．边界层第一层网格高度设置为弦长的1.0×10－5．壁面Y+值控制在0.8以内．图3翼型几何和计算网格Fig．3Airfoilgeometryandthecomputationalmesh图4为翼型附近的计算域湍流抑制区域的划分情况．翼型吸力面边界层流动转捩点的位置由风洞实验或者文献［11］中提供的方法确定获得．图4翼型附近计算域的湍流抑制区域和非抑制区域Fig．4Turbulencesuppressionregionandnon-suppressionregionofthecomputationaldomainneartheairfoil图5为该翼型吸力面的粘性力分布的数值结果与实验值［15］的比较．首先，湍流模型SSTk－ω的预报结果与实验值Emp相差较大．其次，γ－Ｒeθ过渡流模型在速?
本文编号：3348680
本文链接：https://www.wllwen.com/kejilunwen/lxlw/3348680.html
