介紹了湍流抑制方法及其原理,并使用該方法和目前常用的γ-Reθ過渡流模型、湍流模型對較低雷諾數(shù)下平板、翼型結(jié)構(gòu)和螺旋槳的邊界層流動進(jìn)行了模擬,并對粘性力進(jìn)行了預(yù)報.通過與實驗值進(jìn)行比較,討論了3種方法的優(yōu)缺點:在有過渡流的情況下,湍流模型預(yù)報的粘性力誤差較大;γ-Reθ模型能夠預(yù)報過渡流,但是轉(zhuǎn)捩點的位置由很多因素決定,從而影響粘性力的預(yù)報準(zhǔn)確性,并且需要求解2個額外的輸運方程,計算效率較低;湍流抑制方法雖然沒有預(yù)報過渡流的能力,但是在預(yù)先知道轉(zhuǎn)捩點位置的情況下（模型實驗或者公式估算）,可以簡單、高效、準(zhǔn)確地模擬過渡現(xiàn)象和預(yù)報粘性力,并且沒有湍流模型的限制,可以針對不同的流場選擇不同的湍流模型結(jié)合使用. 

【文章來源】：江蘇科技大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)版). 2019,33(02)

【文章頁數(shù)】：6 頁

【部分圖文】：

平板流場模擬計算域湍流抑制區(qū)和非抑制區(qū)Fig．1Turbulencesuppressionregionandnon-

量．另外，在求解ＲANS方程時，還需要求解兩個額外的輸運方程，比直接應(yīng)用湍流模型求解ＲANS方程要多花約1/3的時間．最后，如果有實驗結(jié)果，那么可以直接使用湍流抑制方法來模擬物體表面的過渡流，這樣可以在不考慮入口湍流條件的情況下，簡單、高效而且準(zhǔn)確地獲得平板表面的粘性力分布及總的粘性力．圖2不同數(shù)值方法預(yù)報的平板表面粘性力分布與實驗值［13］的比較Fig．2Acomparisonofthepredictionsofviscousforcedistributionovertheflatplatepredictedbydifferentnumericalmethodsandtheexperimentaldata［13］3翼型結(jié)構(gòu)邊界層過渡流的模擬及粘性力的預(yù)報圖3為Aerospatiale－A翼型．該翼型的風(fēng)動實驗結(jié)果(攻角為13.1°，來流雷諾數(shù)為2.07×106)可對文中的數(shù)值預(yù)報進(jìn)行驗證．計算域形狀、計算網(wǎng)格和邊界層網(wǎng)格示意如圖3．速度入口距翼型導(dǎo)邊的長度為8倍弦長．壓力出口距翼型導(dǎo)邊的長度為20倍弦長．計算域網(wǎng)格數(shù)為250(水平方向)×500(豎直方向)．邊界層第一層網(wǎng)格高度設(shè)置為弦長的1.0×10－5．壁面Y+值控制在0.8以內(nèi)．圖3翼型幾何和計算網(wǎng)格Fig．3Airfoilgeometryandthecomputationalmesh圖4為翼型附近的計算域湍流抑制區(qū)域的劃分情況．翼型吸力面邊界層流動轉(zhuǎn)捩點的位置由風(fēng)洞實驗或者文獻(xiàn)［11］中提供的方法確定獲得．圖4翼型附近計算域的湍流抑制區(qū)域和非抑制區(qū)域Fig．4Turbulencesuppressionregionandnon-suppressionregionofthecomputationaldomainneartheairfoil圖5為該翼型吸力面的粘性力分布的數(shù)值結(jié)果與實驗值［15］的比較．首先，湍流?

ＲANS方程要多花約1/3的時間．最后，如果有實驗結(jié)果，那么可以直接使用湍流抑制方法來模擬物體表面的過渡流，這樣可以在不考慮入口湍流條件的情況下，簡單、高效而且準(zhǔn)確地獲得平板表面的粘性力分布及總的粘性力．圖2不同數(shù)值方法預(yù)報的平板表面粘性力分布與實驗值［13］的比較Fig．2Acomparisonofthepredictionsofviscousforcedistributionovertheflatplatepredictedbydifferentnumericalmethodsandtheexperimentaldata［13］3翼型結(jié)構(gòu)邊界層過渡流的模擬及粘性力的預(yù)報圖3為Aerospatiale－A翼型．該翼型的風(fēng)動實驗結(jié)果(攻角為13.1°，來流雷諾數(shù)為2.07×106)可對文中的數(shù)值預(yù)報進(jìn)行驗證．計算域形狀、計算網(wǎng)格和邊界層網(wǎng)格示意如圖3．速度入口距翼型導(dǎo)邊的長度為8倍弦長．壓力出口距翼型導(dǎo)邊的長度為20倍弦長．計算域網(wǎng)格數(shù)為250(水平方向)×500(豎直方向)．邊界層第一層網(wǎng)格高度設(shè)置為弦長的1.0×10－5．壁面Y+值控制在0.8以內(nèi)．圖3翼型幾何和計算網(wǎng)格Fig．3Airfoilgeometryandthecomputationalmesh圖4為翼型附近的計算域湍流抑制區(qū)域的劃分情況．翼型吸力面邊界層流動轉(zhuǎn)捩點的位置由風(fēng)洞實驗或者文獻(xiàn)［11］中提供的方法確定獲得．圖4翼型附近計算域的湍流抑制區(qū)域和非抑制區(qū)域Fig．4Turbulencesuppressionregionandnon-suppressionregionofthecomputationaldomainneartheairfoil圖5為該翼型吸力面的粘性力分布的數(shù)值結(jié)果與實驗值［15］的比較．首先，湍流模型SSTk－ω的預(yù)報結(jié)果與實驗值Emp相差較大．其次，γ－Ｒeθ過渡流模型在速?


本文編號：3348680