【摘 要】
：
本文针对可压缩湍流流动构建了一种动力的混合RANS/LES模式,模式中的RANS模式取Menter的k-ωSST模型,LES亚格子模型取一方程动力亚格子模型,两者通过一个与壁面相关的衔接函数连接.采用该方法对超声速后向台阶流动进行模拟,模拟结果再现了二维后向台阶剪切层的拟序结构,计算得到了统计平均的压力分布、回流区长度与实验结果相符较好.与定系数的一般混合RNAS/LES模拟结果相对比,动力混合R
【机 构】
：
国防科学技术大学,航天与材料工程学院,长沙,410073
【出 处】
：
中国第一届近代空气动力学与气动热力学会议
论文部分内容阅读
本文针对可压缩湍流流动构建了一种动力的混合RANS/LES模式,模式中的RANS模式取Menter的k-ωSST模型,LES亚格子模型取一方程动力亚格子模型,两者通过一个与壁面相关的衔接函数连接.采用该方法对超声速后向台阶流动进行模拟,模拟结果再现了二维后向台阶剪切层的拟序结构,计算得到了统计平均的压力分布、回流区长度与实验结果相符较好.与定系数的一般混合RNAS/LES模拟结果相对比,动力混合RANS/LES模式在对流场拟序结构的捕捉、流动时均压力分布方面表现较优.
其他文献
栅格翼是采用一种蜂房结构设计的升力面和控制面,和传统舵面相比具有铰链力矩小、能在较大攻角下保持升力等特点,并得到了越来越广泛的应用.由于栅格尾翼的特殊结构,网格生成具有很大的难度.本文采用了结构、非结构混合网格的办法,在弹体和栅格翼的物面附近区域,生成适合黏性计算的大长宽比的结构网格,弹体网格和栅格翼网格之间采用非结构网格进行填充,满足非结构网格和结构网格交接面的完全对接.本文基于结构/非结构网格
本文阐述从Boltzmann速度分布函数介观理论出发,尝试将稀薄流到连续流气体运动论统一算法推广应用于高马赫数三维复杂绕流气动力、热问题方面的研究进展情况.文章通过研究可用于高、低不同马赫数绕流问题气体运动论离散速度坐标法及离散速度数值积分技术,研究引入计算流体力学有限差分方法和DSMC解耦技术,发展直接求解分子速度分布函数的气体运动论耦合迭代数值格式,探索建立基于Boltzmann模型方程能有效
为了在保证正确的能量激串的前提下获得对真实亚网格应力的最佳均方逼近,在基于Germano等式的动力学模型之上加了一个能量耗散约束,并通过使得在这一约束下满足Germano等式的均方根误差最小,确定了混合模型的两个系数.对槽道湍流的大涡模拟结果显示了与直接数值模拟结果良好的一致性,带约束的混合模型比起动态Smagorinsky模型会带来更多的能量耗散.
本文介绍了在中国空气动力研究与发展中心Φ5m立式风洞中建立的飞机自由尾旋风洞试验技术研究情况,着重介绍了进行飞机自由尾旋试验的试验方法、试验设备、图像采集与处理、动力相似模型设计以及飞机尾旋特性分析.通过LE-500飞机中俄自由尾旋对比试验结果分析表明:两座立式风洞中的同一飞机模型的尾旋试验结果具有良好的一致性,中国空气动力研究与发展中心Φ5m立式风洞具备了开展飞机自由尾旋试验研究的能力.
基于压力隐式算子分裂(PISO)算法,通过求解Navier-Stokes方程,对不同尾部形状的弹体在Ma∞=1.2～10飞行条件下发动机内流场、尾焰及弹体绕流形成的干扰流场进行了一体化数值仿真,得出了马赫数、弹体表面压力等流场参数的分布.用TTM方法生成结构网格,采用标准k-ε两方程湍流模型.结果表明:尾部形状为直角时,Ma∞越大,尾焰膨胀与边界层分离越弱,尾焰诱导激波越靠近弹体尾部;尾部形状为环
以吸气式冲压发动机为动力的飞行器是高超声速飞行的研究热点.本文介绍了在中国空气动力研究与发展中心Φ1m高超声速风洞中开展的吸气式高超声速飞行器气动力试验技术研究概况.重点阐述了吸气式高超声速飞行器通气模型一体化测力试验技术、试验数据处理方法等,对典型试验结果进行了介绍.
本文采用四阶精度的频谱关系保持格式和所发展的边界处理方法,对对流马赫数为0.8的三维时间发展的混合层进行了数值模拟.文中展向采取了周期性边界条件并具体比较了两种方式:(1)展向速度w上不添加任何初始扰动;(2)展向速度w上添加两周期的初始正弦扰动.数值模拟表明:①存在旋涡诱导的三维小激波结构;②对方式(1),小激波基本以二维的方式发展,并存在扩张-缩小-再扩张的动态演化规律;③对方式(2),旋涡的
本文针对高空稀薄条件下过渡区气固两相流的流动特征以及DSMC方法的要求,发展了适用于轴对称流场的气固相互作用模型,数值模拟了过渡区有气固两相纵向喷流干扰的平头圆柱高超声速流场,分析了流场结构和物面气动系数分布等特性.反映了对于不同的来流Knudsen数和颗粒质量载荷参数,喷流干扰流场存在差异.为解决稀薄条件下的气固两相流动问题提供了一种新的研究手段.
火箭弹增程之后,频繁出现精确度下降、瞎火甚至早炸等问题.造成上述问题的可能原因之一就是火箭弹高速飞行时引起的头部气动加热.在此背景下,本文以火箭弹引信在弹道飞行过程中的气动热仿真为主要研究内容,建立起一套火箭弹引信飞行过程中的有限元热仿真分析方法.首先分析了火箭弹引信的热环境,并对其进行了合理的简化;然后对热仿真方案进行了详细的说明,并给出了高速对流换热系数的计算方法;最后采用仿真软件ANSYS进
环翼是以翼剖面轮廓线为母线,绕距翼弦前端点一定距离垂直于弦线的轴旋转所成的旋转体.基本环翼是一种升力大、阻力小的升力面,特别适合于作为小型廉价的无人飞行平台,有重要的军事应用前景.但是,在有攻角飞行时,普通环翼尖前缘附近很容易形成前缘分离涡,直接影响翼表面压力分布和压力中心位置,从而影响环翼的飞行稳定性.采用数值模拟技术研究了基本环翼有攻角飞行时的涡流特性和气动特性,并与试验结果进行了比较,两者升