绕振荡水翼流动及其转捩特性的数值计算研究简

通过对比标准k-ω SST 湍流模型和基于标准k-ω SST 湍流模型修正的γ-Re_θ 转捩湍流模型对绕振荡NACA66 水翼流动的数值计算结果与实验结果,对水翼振荡过程的水动力特性和流场结构变化进行了分析研究. 结果表明：与标准k-ω SST 湍流模型的数值计算结果相比,基于标准k-ω SST 湍流模型修正的γ-Re_θ 转捩湍流模型能有效预测绕振荡翼型流场结构和水动力特性,捕捉流场边界层发生的流动分离和转捩现象;绕振荡水翼的流动过程可分为5 个特征阶段,当来流攻角较小时,在水翼前缘发生层流向湍流的转捩现象,水翼动力特征曲线出现变化拐点;随着来流攻角的增大,顺时针尾缘涡逐渐形成并向水翼前缘发展;当攻角较大时,前缘涡分离导致动力失速,水翼的动力特征曲线出现大幅波动;水翼处于顺时针向下旋转阶段,绕水翼的流动状态逐渐由湍流过渡为层流.     

基于涡量矩理论的绕振荡水翼涡动力学分析

文章采用标准k-ω SST湍流模型和动网格技术, 实现了绕俯仰振荡NACA66水翼非定常流动结构与水动力特性的数值模拟, 并基于有限域涡量矩理论定量表征了局部旋涡结构对水翼动力特性的影响. 研究结果表明: 在水翼升程阶段, 当攻角较小时, 层流向湍流的转捩点由水翼尾缘向前缘移动; 在较大攻角时, 顺时针尾缘涡?TEV在水翼吸力面上生成并向前缘发展, 同时与吸力面上的顺时针前缘涡?LEV融合发展为附着在整个吸力面上的新前缘涡?LEV, 新的?LEV与逆时针尾缘涡+TEV相互作用直至完全脱落, 直接导致了水翼的动力失速, 在回程阶段, 绕振荡水翼的流场结构逐渐由湍流转变为层流. 基于有限域涡量矩理论的定量分析发现, 有限域内附着的?LEV和?TEV提供正升力, 当?LEV发展覆盖整个吸力面时对升力的贡献最大, 占总升力近50%, 而+TEV提供负升力. 同时发现, 有限域内各旋涡内部的不同区域提供的升力有正有负; 而逸出有限域的旋涡内部不同区域提供的升力方向均保持一致, 其中顺时针涡提供正升力, 而逆时针涡提供负升力. 在失速阶段, 域外旋涡整体对升力贡献较小且存在小幅波动, 体现了流动的非定常性.      

高亚临界雷诺数圆柱绕流的尺度自适应模拟

借助γ-Re_θ转捩模型,实现了高亚临界雷诺数（Re=1.4×105）下圆柱层流分离流动的尺度自适应模拟.统计平均结果表明数值计算和实验测量较为接近,尤其在圆柱后半段的分离区中,压力系数和实验符合得很好,误差主要源于分离点预测的不准确. 瞬态流动则显示,层流分离的剪切层中出现了展向不稳定,且在向下游的输运过程中不断增强,最后转捩为完全湍流. 在湍流分离模拟中,由于缺乏剪切层失稳的非定常性,SST-SAS 模型的尺度分辨能力变弱,因此在分离区以及下游尾迹中求解出的湍流尺度要明显较层流分离时大.      

一种基于湍动能方程的转捩判定方法

转捩现象是阻碍阻力高精度求解的主要问题之一. Menter 和Langtry 所提出的γ-θ转捩模型通过引入涡量雷诺数和间歇因子输运方程来驱动转捩,但是其中很多经验公式的理论立足点有待商榷. 驱使层流转变到湍流依赖的仍然是平均速度的一阶和二阶相关量,它们组合构成了湍动能方程的耗散尺度. 在湍动能方程中做合适的耗散平衡后,仅仅依靠湍动能方程可以有效地捕捉转捩现象. 采用自然转捩和旁路转捩测试算例进行了验证,结果证明该方法与试验值匹配较好,具有一定的工程实用价值.      

主动射流控制水翼空化的数值模拟与分析

为了改善高速流动工况下水翼吸力面上流场的空化特性,提出了水翼表面主动射流对绕水翼周围流动加以控制的方法.基于密度分域滤波的FBDCM混合湍流模型联合Zwart-Gerber-Belamri空化模型,分析了来流空化数为0.83,来流攻角为8°,射流位置距水翼前缘为x=0.19c时,主动射流对于水翼吸力面上流动的空化特性和水动力特性影响.对回射流的强度进行了量化分析,以探究回射流与流场空化特性的关系.数值分析结果表明,在射流水翼吸力面上的时均空泡体积为原始水翼的1/15,使得流场内空化流动由云空化状态转变为较为稳定的片空化状态,显著地削弱了云空化的发展.此外,射流极大地改善了水翼的水动力性能,使得水翼的升阻比较原始水翼提高了22.9%,空泡的脱落频率减少了26.2%,空泡脱落所引起的振幅减小了9.1%.射流大幅降低了水翼吸力面上低压区面积,水翼吸力面上流体的逆向压力减小,回射流强度降低;同时,射流使水翼吸力面上的边界层减薄,增强了流动的抗逆压梯度能力,一定程度上阻挡了回射流向水翼前缘的流动,这也从机理上分析了主动射流抑制空化的原因.      

主动射流控制水翼空化的数值模拟与分析

为了改善高速流动工况下水翼吸力面上流场的空化特性,提出了水翼表面主动射流对绕水翼周围流动加以控制的方法.基于密度分域滤波的FBDCM混合湍流模型联合Zwart-Gerber-Belamri空化模型,分析了来流空化数为0.83,来流攻角为8°,射流位置距水翼前缘为x=0.19c时,主动射流对于水翼吸力面上流动的空化特性和水动力特性影响.对回射流的强度进行了量化分析,以探究回射流与流场空化特性的关系.数值分析结果表明,在射流水翼吸力面上的时均空泡体积为原始水翼的1/15,使得流场内空化流动由云空化状态转变为较为稳定的片空化状态,显著地削弱了云空化的发展.此外,射流极大地改善了水翼的水动力性能,使得水翼的升阻比较原始水翼提高了22.9%,空泡的脱落频率减少了26.2%,空泡脱落所引起的振幅减小了9.1%.射流大幅降低了水翼吸力面上低压区面积,水翼吸力面上流体的逆向压力减小,回射流强度降低;同时,射流使水翼吸力面上的边界层减薄,增强了流动的抗逆压梯度能力,一定程度上阻挡了回射流向水翼前缘的流动,这也从机理上分析了主动射流抑制空化的原因.     

基于转捩/尺度适应模型与FW-H声学方程的气动噪声数值模拟研究

采用计算流体力学(CFD)同"声类比"相结合的方法进行噪声模拟,利用CFD数值模拟 MD30P30N多段翼型失速攻角附近流场以及其气动特性来校核近场精度,进一步通过结合可穿透数据面的FW-H声学方程进行气动噪声分析。为了准确捕捉近场流场信息,为噪声预测提供可靠的声源精度,本文基于k-ω剪应力输运(SST)湍流模型,建立了尺度适应分离流(SAS)模型,并采用γ-Re_θt转捩模型耦合k-ω SST湍流模型建立了边界层转捩数值模拟技术;充分利用尺度适应模型在边界层表现为雷诺平均(RANS)方法这一特点,将γ-Re_θt转捩模型与SAS模型结合,建立针对包含转捩、分离现象复杂流场的数值模拟技术。文中以RANS为控制方程,分别采用全湍流k-ω SST模型、γ-Re_θtSAS转捩/分离流模型对多段翼进行近场数值模拟计算,结合可穿透数据面的FW-H声学方程进行气动噪声预测,在分析其对流场及气动噪声影响的基础上,得出了几点结论。     

后掠机翼低速流动转捩位置的升华法测量

报导了在西北工业大学低湍流度风洞中采用升华法测量后掠翼上表面流动转捩位置及其随攻角变化而改变情况,并参照后掠翼压力分布的实验结果进行分析.本文涉及的升华法,是根据边界层的层流区和湍流区流态差别来判断边界层转捩的一种测量方法.升华法的测量结果表明:在小攻角范围内,转捩位置逐渐提前,当达到某一攻角时,转捩快速接近前缘.这一结果和压力分布的实验结果相吻合,说明升华法能够较准确地显示转捩线位置.由于影响后掠翼转捩位置的因素较多,诸如边界层内横流的不稳定性、壁面的干扰、后掠翼的三维流动效应等,致使出现了攻角为4°时转捩位置呈现出一条斜线的现象.     

基于深度神经网络的横流转捩预测

基于深度神经网络DNN构建了从层流流场无量纲速度梯度、流向涡强度等物理量到横流转捩模态下间歇因子间的映射关系,获得一种新的数据驱动转捩模型.通过将数据驱动转捩模型与SST k-ω湍流模型耦合,有效简化了转捩模型输运方程求解,实现高效、准确的亚音速三维边界层横流转捩流场计算. DNN训练数据来自变雷诺数的NLF(2)-0415无限展长后掠翼计算结果,并以两种工况进行测试,数据驱动转捩模型预测精度与γ-Reθ转捩模型近似.将数据驱动转捩模型用于其他典型横流转捩算例的计算,以验证其泛化能力.对于变后掠角的NLF(2)-0415后掠翼,数据驱动转捩模型与γ-Reθt-CF模型预测的转捩位置几乎一致,并且能够预测出后掠角从45°增长到65°的过程中,转捩位置先向前再向后移动的现象;对于标准椭球体,使用低分辨率网格进行计算,数据驱动转捩模型依然能够实现转捩位置预测,对椭球体表面Cf的计算结果与多个平台的横流转捩模型、实验结果基本一致.研究表明,以横流转捩相关物理量作为输入对DNN进行训练,并将获得的数据驱动转捩模型与SST k-ω湍流模型耦合,可以实现对横流转捩的有效预测,且具有较强的泛化能力.数...     

基于动力学模态分解法的绕水翼非定常空化流场演化分析

空化是船舶和水下航行体推进器中经常发生的一种特殊流动现象,它具有强烈的非定常性,空化的发生往往会影响推进器的水动力性能和效率. 为探究绕水翼非定常空化流场结构,本文基于 Schnerr-Sauer 空化模型和 SST $k$-$\omega $ 湍流模型,开展绕二维水翼非定常空化流动数值预报与流场结构分析. 通过将数值预报的空泡形态演变和压力数据与试验结果对比,验证了建立的数值方法的有效性. 并基于动力学模态分解方法对空化流场的速度场进行模态分解,分析了各个模态的流场特征. 结果表明,第一阶模态对应频率为 0,代表平均流场;第二阶模态对应频率约为空泡脱落频率,揭示了空泡在水翼前缘周期性地生长与脱落,第三阶模态对应频率约为第二阶模态的 2 倍,揭示了两个大尺度旋涡在水翼后方存在融合行为. 第四阶模态对应频率约为第二阶模态的 3 倍,具有更高的频率,表征流场中存在一些小尺度旋涡的融合行为. 最后对不同空化数下的空化流场进行了模态分解分析,发现脱落空泡的旋涡结构随着空化数的减小而增大,第二阶模态频率随着空化数的减小而减小.      

Numerical analysis of the flow pattern and vortex breakdown over a pitching delta wing at supersonic speeds

A supersonic compressible flow over a 60° swept delta wing with a sharp leading edge undergoing pitching oscillations is computationally studied. Numerical simulations are performed by the finite volume method with the use of the k?ω turbulence model for various Mach numbers and angles of attack. Variations of flow patterns in a crossflow plane, hysteresis loops associated with the vortex core location, and vortex breakdown positions during a pitching cycle are investigated. Trends for various Mach numbers, mean angles of attack, pitching amplitudes, and pitching frequencies are illustrated.     

非定常空化流动涡旋运动及其流体动力特性

采用大涡模拟方法对绕水翼云状空化的水动力特性和非定常流场结构进行研究. 基于实验结果对数值方法进行验证,分析空化与流场内部涡旋结构之间的相互作用以及对水翼动力特性的影响. 研究结果表明:大涡模拟方法可以准确模拟绕水翼流动的非定常过程. 在无空化条件下,升阻力系数存在斯特劳哈数St = 0.85 的主频波动,这是由水翼尾部涡旋结构的发展脱落引起的;在云状空化条件下,升阻力系数存在St = 0.34 的高能量密度低频波动,这是由大规模云状空泡团的发展和脱落引起的;云状空化阶段的升阻力系数在St = 0.5~1.5 的范围内都存在较高的波动,这是由于空化现象对水翼尾缘涡旋结构的发展和脱落产生影响,在不同发展阶段,空化现象不同程度地降低尾缘涡旋结构脱落频率.      

ANALYSIS OF UNSTEADY CAVITATION FLOW OVER HYDROFOIL BASED ON DYNAMIC MODE DECOMPOSITION$^{\bf 1)}$

空化是船舶和水下航行体推进器中经常发生的一种特殊流动现象,它具有强烈的非定常性,空化的发生往往会影响推进器的水动力性能和效率. 为探究绕水翼非定常空化流场结构,本文基于 Schnerr-Sauer 空化模型和 SST $k$-$\omega $ 湍流模型,开展绕二维水翼非定常空化流动数值预报与流场结构分析. 通过将数值预报的空泡形态演变和压力数据与试验结果对比,验证了建立的数值方法的有效性. 并基于动力学模态分解方法对空化流场的速度场进行模态分解,分析了各个模态的流场特征. 结果表明,第一阶模态对应频率为 0,代表平均流场;第二阶模态对应频率约为空泡脱落频率,揭示了空泡在水翼前缘周期性地生长与脱落,第三阶模态对应频率约为第二阶模态的 2 倍,揭示了两个大尺度旋涡在水翼后方存在融合行为. 第四阶模态对应频率约为第二阶模态的 3 倍,具有更高的频率,表征流场中存在一些小尺度旋涡的融合行为. 最后对不同空化数下的空化流场进行了模态分解分析,发现脱落空泡的旋涡结构随着空化数的减小而增大,第二阶模态频率随着空化数的减小而减小.     

翼型绕流的电磁力控制

将表面包覆电磁激活板的翼型,按一定的攻角,置于流动的弱电介质溶液中,电磁激活板可产生作用于流体的切向电磁力(Lorentz力),从而改变流体边界层的结构. 在转动水槽中,对翼型绕流及电磁力控制下的绕流形态进行了实验研究. 结果表明,未加电磁力时,前缘涡的脱落点是不确定的,与流场具体条件有关,而后缘涡仅在尖角处脱落. 前缘涡与后缘涡相互影响,并周期性的脱体,在尾部形成涡街. 施加电磁力后,当力的方向与流动方向相同时,可以在一定程度上抑制分离,消除涡街,其效果与减小攻角类似. 加反向电磁力时,则相当于加大攻角,在翼型体的背风面形成涡街.      

Velocity field measurements of cavitating flows

A particle Image Velocimetry (PIV) system has been developed to study the microfluid mechanics of cavitating flows. Planar PIV was used to examine the non-cavitating flow in the thin boundary layer near a hydrofoil surface for the cases of a naturally developing boundary layer and a boundary layer stimulated to turbulence by roughness near the foil leading edge. PIV was also used to examine the flow near the surface of individual cavitation bubbles and incipient attached cavitation. A system was devised to create a single nucleus in the flow upstream of a hydrofoil, and planar PIV was used to study the flow around the resulting traveling cavitation bubble. Velocity vectors were determined close to the solid surfaces and the gas/liquid interfaces of the bubbles. Seeding of the flow with particles did not result in the addition of active cavitation nuclei.     

Experimental study of pitching and plunging airfoils at low Reynolds numbers

Measurements of the unsteady flow structure and force time history of pitching and plunging SD7003 and flat plate airfoils at low Reynolds numbers are presented. The airfoils were pitched and plunged in the effective angle of attack range of 2.4°–13.6° (shallow-stall kinematics) and ?6° to 22° (deep-stall kinematics). The shallow-stall kinematics results for the SD7003 airfoil show attached flow and laminar-to-turbulent transition at low effective angle of attack during the down stroke motion, while the flat plate model exhibits leading edge separation. Strong Re-number effects were found for the SD7003 airfoil which produced approximately 25 % increase in the peak lift coefficient at Re = 10,000 compared to higher Re flows. The flat plate airfoil showed reduced Re effects due to leading edge separation at the sharper leading edge, and the measured peak lift coefficient was higher than that predicted by unsteady potential flow theory. The deep-stall kinematics resulted in leading edge separation that led to formation of a large leading edge vortex (LEV) and a small trailing edge vortex (TEV) for both airfoils. The measured peak lift coefficient was significantly higher (~50 %) than that for the shallow-stall kinematics. The effect of airfoil shape on lift force was greater than the Re effect. Turbulence statistics were measured as a function of phase using ensemble averages. The results show anisotropic turbulence for the LEV and isotropic turbulence for the TEV. Comparison of unsteady potential flow theory with the experimental data showed better agreement by using the quasi-steady approximation, or setting C(k) = 1 in Theodorsen theory, for leading edge–separated flows.