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平面Couette流(PCF)作为剪切流经典算例仍被广泛研究,利用谱方法对PCF进行直接数值模拟并研究PCF中的大尺度结构。与槽道流不同,PCF中心区域存在条纹结构(流向速度的低速和高速条带)和大尺度流向涡结构,通过改变计算域和网格数来研究湍流大尺度结构的统计特性。
平面Couette流直接数值模拟和大尺度结构研究
【摘 要】
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平面Couette流(PCF)作为剪切流经典算例仍被广泛研究,利用谱方法对PCF进行直接数值模拟并研究PCF中的大尺度结构。与槽道流不同,PCF中心区域存在条纹结构(流向速度的低速和高速条带)和大尺度流向涡结构,通过改变计算域和网格数来研究湍流大尺度结构的统计特性。
【机 构】
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北京大学工学院湍流与复杂系统国家重点实验室,北京100871
【出 处】
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第八届全国流体力学学术会议
【发表日期】
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2014年1期
其他文献
该文在作者课题组以往的动态混合网格技术和非定常计算方法研究的基础上，建立了耦合动态混合网格技术、非定常NS方程、六自由度动力学方程、飞行控制律的一体化数值模拟技术，初步构建了针对"虚拟飞行"问题的数值模拟平台。其中的动态混合网格技术综合利用了弹簧松弛法、背景网格映射法、局部网格重构技术，解决了大位移、大变形问题的动态网格生成难题；非定常NS方程、动力学方程、飞行控制律通过"松耦合"的方式进行一体化
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采用HWCNS高阶精度格式求解雷诺平均NS方程，利用多块对接结构网格技术，对30P-30N多段翼型进行网格收敛性研究，在实验结果的基础上对比分析5阶和7阶精度HWCNS格式的计算结果并给出流场结构对比分析图，在不考虑转捩的情况下详细研究SA一方程湍流模型和SST两方程湍流模型对该翼型压力分布和典型站位速度型的影响。最后，采用5阶精度HWCNS格式和SST两方程湍流模型模拟Trap机翼低速复杂流场，
基于CATIA二次开发技术搭建了飞机机翼及增升装置的设计平台。设计者可通过输入机身及机翼外形参数，实现翼身组合体的快速参数化建模及修改，并且能够调用Gridgen脚件自动生成结构网格并在CFL3D求解器中进行流场求解，为满足机翼的控制翼型快速参数化修改的需要，平台采用B样条曲线对二维翼型进行拟合与修型，修型后的翼型可以直接替换原有翼型，随后，平台可以在翼身组合体上切割出三维增升装置，并根据给定的前
会议
进行了基于RAE2822超临界翼形的二维CFD计算。数值计算结果表明，此装置可以有效降低翼形的升力与阻力，升阻比则比原始翼形略有增加。从而使翼形的飞行状态重新回到抖振边界之内。另一方面，数值计算结果还表明，在跨声速飞行状态下，微型后缘上偏襟翼可以有效减小甚至完全消除翼形激波后部的分离泡，并抑制激波的振荡，从而起到稳定激波，消除抖振，提高抖振边界的作用。
为了研究涡固耦合噪声机理,选用简化的串列柱-翼模型,采用雷诺平均N-S方程(RANS)求解流场、非线性声学方程(NLAS)求解声场相结合的途径,数值求解模型噪声典型位置处的流场结构和噪声预测结果。结果表明,该方法可以成功预测涡固耦合干扰噪声,NLAS方法对不同尺度的流动特征都具有较好的数值模拟能力。计算观测点处的声压级及声压随时间步数的变化情况,其结果与国外实验结果相对比取得较好的一致性。
基于RAE2822超临界翼型的二维CFD计算揭示了后缘襟翼向上偏转对翼型附近跨声速流场的影响。与原始翼型相比，后缘襟翼向上偏转后，激波强度被削弱，并由于机翼后缘处流动受到压缩，压力增大，故激波向流动上游移动。激波波脚处的流动分离也被减弱，甚至完全消失，故推迟了抖振的发生。在DPW III大会上发布的超临界机翼Wing1的基础上进行的三维数值计算结果表明，与二维时结果类似，和原始机翼相比，襟翼向上偏
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采用FFD方法作为翼型参数化方法,结合均匀设计方法、支持向量回归(support vector regression,SVR)和粒子群优化算法对NACA0012翼型以RAE2822翼型的升力系数、阻力系数和压力分布为目标进行了气动优化设计。从优化的结果来看,FFD方法作为翼型参数化方法具有很好的外形描述能力,结合均匀设计可以产生丰富的参数空间。另外因为FFD方法可以很容易扩展到三维翼型参数化,该方