【摘 要】
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LES/RANS混合方法(Hybrid large-eddy/Reynolds-averaged numerical simulations)如今得到了越来越多的关注.其在近壁区采用RANS方法，在远离壁面和分离区采用LES方法，在工程实际中有着广阔的应用前景.而准确刻画湍流入流是混合方法一个重点和难点.本文中，采用IDDES方法(improved delayed detached eddy si
【机 构】
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空气动力学国家重点实验室,中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000;计算空气动力研究所,中国空气动力研究与发展中心,四川绵阳621000
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LES/RANS混合方法(Hybrid large-eddy/Reynolds-averaged numerical simulations)如今得到了越来越多的关注.其在近壁区采用RANS方法，在远离壁面和分离区采用LES方法，在工程实际中有着广阔的应用前景.而准确刻画湍流入流是混合方法一个重点和难点.本文中，采用IDDES方法(improved delayed detached eddy simulation)和改进的RRM (rescaling-recycling method)方法计算马赫数为2.92的凹腔拐角流动问题.
其他文献
本文基于有限体积框架下,采用中心格式和迎风格式混合格式实现了对战斗机大攻角大振幅运动的延迟涡脱落模拟(DDES).其中来流Ma为0.08、基于战斗机平均气动弦长的Re数为8e5、网格约为三千万,计算了战斗机攻角为俯仰频率为f=.4,0.6,0.8Hz平衡攻角为40度的运动,图1表示通过与计算结果和风洞试验数据的对比,表明DDES可以更精确的模拟战斗机失速之后的气动特性.
采用间断Galerkin方法进行二维DES数值模拟。采用混合网格，物面附近使用可弯曲结构网格，外流场使用非结构网格简化网格生成并减少网格数量。为了提高非定常问题时间推进速度，采用了纯隐式双时间步方法，并发展了基于METIS网格分区技术和MPI技术的并行算法。计算了不同雷诺数下的圆柱绕流，并和实验结果对比，在稀疏网格下，高阶间断有限元仍然能对流场进行精确的模拟，验证了基于高阶间断有限元法的DES算法
为了提高非结构/混合网格算法的湍流数值模拟能力，本文以减少现有格式耗散为出发点，在原始Roe格式基础上，通过引入耗散调节系数，发展了自适应耗散混合格式，建立了基于非结构/混合网格的二阶精度DES类方法。同时，为了提高对于湍流多尺度流动的数值分辨率，进一步发展了基于混合网格的自适应技术。从65°后掠三角翼大迎角分离流动的计算及试验数据对比来看，本文发展的自适应混合网格技术和自适应耗散格式有利于发挥基
本文针对基于Spalart-Allamaras一方程湍流模型的尺度自适应模拟(SAS)方法进行研究,并对超声速轴对称底部流动问题进行了数值模拟。为了对比分析,Von Karman长度尺度的计算采用了三种求解方式。为了更好的对比,本文还采用了非定常雷诺平均Navier-Stokes方法和大涡模拟方法进行数值研究。通过大量数据的详细对比分析,验证了SAS方法在研究超声速湍流问题上的可靠性,并给出了预测
前缘被动控制装置是简单高效的空腔流动控制措施。本文采用改进的延迟脱体涡模拟方法(IDDES)评估前缘锯齿扰流片在不同来流马赫数下对空腔内部压力脉动强度的控制效果,并研究了不同几何参数对控制装置效果的影响。空腔长深比约为6,网格总量约1200万,其中730万集中在空腔内部和附近。
远场涡会增加飞机起飞着陆过程中的风险，对航母上的舰载机的影响尤其巨大。本文通过DES方法对静态及突变地效情况下远场涡的发展及耗散进行了研究。在一个静止流场中，翼尖涡在近地范围内及跨平台情况下向前移动。涡在无界情况下的耗散仅仅是由于粘性作用。由于二次涡的产生以及其与主涡的相互干扰，涡在静态地效情况下的耗散远远快于无界情况下。随后对着陆及起飞跨平台突变地面效应进行了研究，分析了平台附近翼尖涡涡强变化的
为提高弹飞行稳定性，弹丸在飞行过程中通常采用绕体轴旋转的飞行方式.准确计算由于旋转产生的马格努斯力和力矩对旋转弹箭设计、弹道计算和稳定性研究都至关重要.本文的主要目的是比较RANS湍流模型和DDES湍流模型对于旋转弹箭数值模拟问题的适用性.针对对高速旋转的M910弹丸进行了数值模拟，计算结果表明在Ma＜1.4范围，本文发展的DDES方法的计算结果更加准确.
多段翼增升结构能够在飞机起降时提高机翼上的涡升力，其也是飞机气动噪声的主要来源。本文采用基于SST两方程湍流模型的RANS/LES混合方法，结合三阶MUSCL-Roe和五阶WENO-Roe格式针对多三段翼RA16SC1的复杂绕流流场进行了数值模拟研究，将计算结果与实验值进行了比较，为进一步的气动噪声预测奠定了基础。结果 表明由于数值耗散的影响，相较于三阶MUSCL-Roe格式，五阶WENO-Roe
飞行器在临界迎角附近进行正弦俯仰振荡运动时，其涡结构的演化、表面压力、气动力等特征表现出强烈的迟滞特性，这种迟滞特性与振荡的减缩频率、振荡幅值以及减缩频率与静止状态下非定常涡破裂频率的比例等有一定关联。首先，给出了基于k-ω-SST模型的DDES方法及相关数值格式；然后基于76°后掠角零厚度平板三角翼线性拉起算例验证了数值方法；详细模拟了80°/65°双三角翼在平衡迎角36°时进行正弦振荡运动的非
相较于传统的圆形截面前体，脊形前体由于脊线强制分离，其背风流场的旋涡结构较强且较稳定，具有大攻角横航向稳定性好、升阻比高、超声速性能良好、隐身性能优等特点，已经在先进战机设计中得到广泛应用。但由于脊形前体大攻角绕流一般为多尺度湍流分离流，常规数值模拟方法难以准确模拟其流动结构，因而不同脊形前体构型几何参数(不同脊形角和上、下半截面不同高宽比)和来流参数对其流动结构与气动特性的影响研究尚不充分。本文