湍流大涡破碎装置的减阻研究_陈强

湍流模拟与控制技术的研究湍流是自然界中相当普遍的现象，它可能出现在各种情况下：例如在高速公路上汽车相互之间产生的气流，飞行器在飞行中对空气的影响等等。

因此，湍流具有非常重要的研究意义。

然而，湍流的复杂性使得其难以被准确描述和预测，这对于湍流控制问题的解决带来了巨大的挑战。

本文将探讨湍流模拟与控制技术的研究进展。

I. 湍流模拟技术湍流模拟是研究湍流现象的主要手段之一。

基于不同的数值模拟方法，湍流模拟可以分为直接数值模拟(DNS)、大涡模拟(LES)、雷诺平均(方法)模拟(RANS)等不同的技术。

这些技术的精度和应用范围各不相同。

DNS是湍流模拟中最精确的一种方法，在DNS中，所有湍流涡旋都会被模拟出来。

但是它的计算量也是最大的，因为需要模拟所有长度尺度的湍流涡旋，因此只适合处理小尺度的湍流问题。

LES则只模拟大尺度的湍流涡旋，相对于DNS，它的计算量较小，也更适合研究较大尺度的湍流问题。

RANS方法则适用于大规模湍流问题，并且能够比较好地处理湍流边界层问题。

近年来，由于计算机性能的不断提高，湍流模拟技术的精度和应用范围也在不断扩大。

同时，基于人工智能的技术也开始被应用到湍流模拟中，这种将深度学习应用于流体力学研究的方法被称为深度湍流学习。

II. 湍流控制技术湍流控制是研究如何在湍流流场中控制湍流涡旋的行为，进而优化流场的控制技术。

湍流控制技术的主要应用领域包括航空航天、汽车、化工等领域。

湍流控制技术可以分为被动控制和主动控制两种。

被动控制主要采用各种措施对流体采取某种限制手段，通过改变流体的流动状态以抑制湍流，例如在翼型的表面上设置阻力体、过渡区、减阻区等等。

主动控制则是通过外部的力或控制装置控制流体的动态性质，以改善流场的运动状态和控制湍流涡旋。

目前，主动控制技术主要包括周期性摆动、脉冲激励、人工湍流激发、流体注入等。

通过使用以上控制方法，湍流控制技术可以达到优化湍流流场的目的，减少湍流带来的不利影响。

大涡模拟滤波网格尺度研究及其应用一、本文概述本文旨在深入探讨大涡模拟（Large Eddy Simulation, LES）中的滤波网格尺度问题，以及其在流体动力学领域的应用。

大涡模拟作为一种重要的湍流模拟方法，能够捕捉到湍流中的大尺度结构，并通过模型描述小尺度运动对大尺度的影响。

滤波网格尺度作为大涡模拟中的关键参数，其选择直接影响到模拟的精度和效率。

因此，研究滤波网格尺度对于提高大涡模拟的准确性和适用性具有重要意义。

本文首先将对大涡模拟的基本理论和方法进行概述，介绍滤波网格尺度在大涡模拟中的作用和影响。

然后，通过对不同滤波网格尺度下的模拟结果进行比较分析，探讨滤波网格尺度对模拟精度和计算效率的影响机制。

在此基础上，本文将提出一种优化的滤波网格尺度选择方法，以提高大涡模拟的准确性和效率。

本文还将探讨大涡模拟在流体动力学领域的应用，特别是在复杂流动和工程实际问题中的应用。

通过具体案例的分析和讨论，展示大涡模拟在解决实际问题中的潜力和优势。

本文将全面系统地研究大涡模拟中的滤波网格尺度问题及其应用，为大涡模拟在流体动力学领域的应用提供理论支持和实践指导。

二、大涡模拟理论基础大涡模拟（Large Eddy Simulation，简称LES）是一种介于直接数值模拟（DNS）和雷诺平均N-S方程（RANS）之间的湍流数值模拟方法。

它的主要思想是将湍流运动通过某种滤波函数分解为大尺度运动和小尺度运动两部分，大尺度运动通过直接求解滤波后的N-S方程得到，而小尺度运动对大尺度运动的影响则通过模型来模拟。

在LES中，滤波函数的选择至关重要。

常用的滤波函数包括盒式滤波、高斯滤波等。

滤波后的N-S方程会包含一个新的未知量，即亚格子应力张量。

为了封闭这个方程，需要引入亚格子尺度模型（Subgrid-Scale Model，简称SGS模型）。

SGS模型的作用是模拟小尺度湍流对大尺度湍流的影响，从而使方程封闭可解。

在大涡模拟中，网格尺度是一个关键参数。

民用航空先进空气动力学技术发展趋势——简论大型客机的减阻与增升高忠剑（南昌航空大学飞行器工程学院11062116）摘要空气动力学作为航空科学的重要基础学科，其研究发展的水平是航空科学先进性的重要标志。

现代民机设计对飞机的安全性、经济性、舒适性和环保性提出了越来越高的要求，空气动力设计对大型客机确保安全性，提高经济性，改善舒适性、注重环保性起着至关重要的作用。

本文分别对大型飞机减阻技术和增升技术的机理进行阐述，在对各种减阻机理研究的基础上，简单介绍了各种具有工程应用价值的减阻技术和增升措施，并针对大型飞机和气动技术发展的趋势，提出应该重点发展的减阻增升技术发展方向。

关键词减阻机理研究CFD技术1前言从技术发展角度，在航空器的发展过程中，增升减阻与降低重量始终是改善飞机性能的两大重要课题。

民用航空器的发展尤其如此，对于中长航程大型飞机而言，降低巡航阻力，提高升阻比可以有效改善航程参数（MaL/D），从而提高飞机的使用经济性。

大型飞机性能的提高将在很大程度上依赖降低空气阻力。

由于黏性阻力与升力特性都和流动密切相关，因此增升减阻基本上都是从流动控制的角度上来展开研究的。

通过采用流动控制技术改变流场结构来实现飞行器增升减阻的基本原理就是推迟或消除机翼和其他气动型面上的分离和失速。

2大型飞机减阻机理研究及技术实现飞机阻力一般分为压差阻力和摩擦阻力，其中压差阻力主要由升致诱导阻力和尾阻两部分组成。

对以高亚音速飞行的大多数飞机而言，摩阻和诱导阻力是重要的两种阻力形式，分别占到总阻力的50%和30%左右，两者之和可以达到80%以上，因此应该是重点关注的研究方向。

2.1减阻机理研究既通过飞行器阻力产生的不同物理机理实现减阻措施的研究。

2.1.1摩阻减阻机理摩阻其本质是黏性阻力，而黏性阻力大小则与流动是层流还是湍流有关。

所以目前针对摩阻的减阻机理研究主要包括两方面：（1）层流化设计减阻层流阻力比相同雷诺数湍流阻力要小90%，通过某些技术手段延缓转捩，可以有效减小阻力，提高燃料利用率，从而减低运营成本，提高经济效益。

第13卷第4期 弹　道　学　报 Vol.13No.4 2001年12月 Journal of Ballistics Dec.2001湍流大涡破碎装置的减阻研究＊陈　强　唐登斌　曹起鹏(南京航空航天大学空气动力学系,南京210016)摘要　采用在边界层中引入控制装置的方法进行湍流减阻问题研究.着重研究了对于正确模拟减阻过程至关重要的湍流模型,不同的模型(包括Johnson-King涡粘/雷诺应力封闭模型和对近壁区的低雷诺数流动作修正的k-ε模型)用于NS方程的数值模拟.计算从控制装置的上游开始,其结果更为准确可靠.为得到最佳减阻效果,分析研究了装置的排列和参数的影响,给出了单个装置和并排双装置的典型减阻结果,并和实验数据进行了比较.关键词　减阻,湍流边界层,大涡破碎,湍流模型中图分类号　V211,O357.5飞行器(飞机、导弹等)的减阻技术研究是其设计工作的重要内容,减阻与提高飞行器的性能紧密相关.以湍流为主的表面摩擦阻力在飞行器总阻力中占有很大比重,因此,湍流减阻问题的研究具有特别重要的意义.通常,湍流减阻是通过改变或制约湍流结构和流动状态来达到减少表面摩阻的目的,其中采用大涡破碎(Large Eddy Break-Up,“LEBU”)装置的方法减阻和通过纵向表面微槽的方法减阻是目前各种湍流减阻方法中最为有效的[1-3].采用LEBU减阻是把一种装置(这里为一很小的平板,简称“平片”)沿流向置入到边界层内,通过其切割作用使大涡破裂,改变湍流的生成模式,修正边界层的内层和外层的传输特性,以达到减少表面摩阻的目的.尽管湍流问题极为复杂,给机理研究带来很大困难,但研究结果表明[3],在装置后下游的一定范围内,平均的和脉动的速度型都有明显变化,从而会引起表面摩阻的变化.为避免许多计算是从装置后缘开始而带来的问题[4],本文是从装置上游开始进行全流场计算,并采用了不同的湍流模型.为得到最佳的减阻效果,对LEBU装置的各种不同情况进行的大量计算和详细分析将为该湍流减阻方法的实际应用提供基础.1　控制方程采用时间相关二维不可压Navier-Stokes方程作为控制方程,这里写成用涡量(ω)和流函数(ψ)表达的形式ω/ t=-V·( ω)+v e2ω(1)2ψ=-ω(2)收稿日期:2001-09-28＊　航空科学基金资助项目(98A52008)式中ω= v / x - u / y(3)V =(u ,v )T =( ψ/ y ,- ψ/ x )T (4)有效粘性系数νe =ν+νt ,ν为运动粘性系数,νt 为湍流涡粘性系数,是湍流脉动应力项-u ′v ′=νtu / y 中的速度梯度的系数,将由湍流模型得到.边界条件(包括在所取矩形计算区域中的上游、下游边界,上边界以及主平面和平片的壁面边界):(1)上游边界,给定流向速度型u (y ),ω1,j =( u / y )1,j ,ψ1,j =∫y 0u (y )d y (5.1)(2)下游边界( ω/ x )I ,j =0,( ψ/ x )I ,j =0(5.2)(3)上边界ωi ,J =0,　ψi ,J =ψ1,J(5.3)(4)主平面壁面ψi ,1=0,　ωi ,1=-2ψi ,2/(Δy )2(5.4)(5)平片壁面,u =0、v =0ψ=ψd ,ωd (u )=-2(ψd +1-ψd )/(Δy )2,ωd (l )=2(ψd -1-ψd )/(Δy )2(5.5)式中,下标中(u )代表上表面;(l )代表下表面.2　湍流模型2.1　J -K 模型该模型兼有涡粘性模型和雷诺应力模型的一些特性,通过调整所满足的关于最大雷诺应力沿流向变化的常微分方程,能反映一定的上游影响[5],可写成如下形式νt =νt0〔1-ex p (-νt i /νt0)〕(6)νt i =D 2ky (-u ′v ′m )1/2(7)νt0=σ(x )(0.0168u e δ＊i γ)(8)式中:D =1-exp 〔1-u ′v ′m )1/2y /νA +〕;A +=15,γ为Klebanoff 间隙因子,γ=1.0/〔1+5.5(y /δ)6〕;σ(x )通过解下列最大雷诺应力的常微分方程确定(-u ′v ′m )1/2=(-u ′v ′m ,eq )1/2-〔L m u m /a 1(-u ′v ′m )〕d -(u ′v ′m )/d x -L m D m /-(u ′v ′m )(9)这里的下标m 表示在该站上的-u ′v ′取最大值,a 1、L m 为模型参数,-u ′v ′m ,e q 为σ(x )=1时所得到的最大雷诺应力,D m 值由下式给出D m =C dif (-u ′v ′m )1/2|1-σ(x )1/2|/a 1δ〔0.7-(y /δ)m 〕29第4期 陈　强等　湍流大涡破碎装置的减阻研究 2.2　k -ε模型考虑到在近壁区的低雷诺数流动的影响,改进的k -ε两方程湍流模型[6]可写成如下形式k / t + uk / x + vk / y = 〔(νt +ν) k / y 〕/ y +νt (u / y )2-ε-2ν( k / y )2(10) ε/ t + u ε/ x + v ε/ y = 〔(νt +ν) ε/ y 〕/ y +C e1νt (ε/k )( u / y )2-C e2ε2/k -2νt μ( 2u / y 2)2(11)式中k 为湍动能,ε为湍能耗散率,νt =C μk 2/ε.有关系数可写成:C μ=0.09exp 〔2.5/(1+R T /50)〕;C e 1=1.44;C e 2=2〔1-0.3exp (-R 2T )〕;R T =k 2/νε.3　数值方法在所取矩形计算区域中,其内部网格点随(i +j )为偶数或奇数分成二类,给出初始猜值,进行偶—奇循环迭代,包括二大步.(1)辅助步(偶数网格点)ωn +1/2i ,j +1=(ωn i ,j +ωn i +1,j +1+ωn i -1,j +1+ωn i ,j +2)/4-(Δt /8Δx Δy )(ψn i ,j +2-ψn i ,j )(ωn i +1,j +1-ωn i -1,j +1+(Δt /8Δy Δx )(ψn i +1,j +1-ψn i -1,j +1)(ωn i ,j +1-ωn i ,j )-〔Δt /2(Δx 2+Δy 2)〕νe (ωn i -1,j +ωn i -1,j +2+ωn i +1,j +ωn i +1,j +2-4ωn i ,j +1)(12)(ψn +1/2i -1,j +ψn +1/2i -1,j +2+ψn +1/2i +1,j +ψn +1/2i +1,j +2)-4ψn +1/2i ,j +1=(Δx 2+Δy 2)ωn +1/2i ,j +1(13)(2)主步(奇数网格点)ωn +1i ,j =ωn i ,j -(Δt /4Δx Δy )(ψn +1/2i ,j +1-ψn +1/2i ,j -1)(ωn +1/2i +1,j -ωn +1/2i -1,j )+(Δt /4Δy Δx )(ψn +1/2i +1,j -ψn +1/2i -1,j )(ωn +1/2i ,j +1-ωn +1/2i ,j -1)-〔Δt /(Δx 2+Δy 2)〕νe (ωn +1/2i +1,j +1+ωn +1/2i -1,j +1+ωn +1/2i +1,j -1+ωn +1/2i -1,j -1-4ωn +1/2i ,j )(14)(ψn +1i +1,j +1+ψn +1i -1,j +1+ψn +1i +1,j -1+ψn +1i -1,j -1)-4ψn +1i ,j =(Δx 2+Δy 2)ωn +1i ,j (15)这样,可以用高斯消去法求解流函数ψ的矩阵微分方程,进而得到流场的速度分布以及摩阻系数分布.对于湍流模型方程的计算,采用有限差分方法求解k -ε偏微分方程(10)、(11).J -K 模型中的常微分方程(9)用稳式Euler 法求解,为解决该法需要知道上游开始处的雷诺应力分布,可用简单的Cebeci -Smith 代数模型算出该处的u ′v ′m ,再由J -K 模型向下游推进.图1　典型的LEBU 装置及其几何参数4　结果和分析分别研究了单平片和双平片二种典型装置的减阻问题.为便于与实验数据比较,取来流参数:u ∞=24m /s ,ν=1.46×10-5m 2/s ,δ0=0.017m ,平片厚度不计.装置参数见图1,h 是从主平面算起的平片高度,C 是平片弦长,S 为双平片间的距离,δ0为平片前缘处的边界层厚度.30 弹　道　学　报 第13卷(1)单平片装置几何参数,C /δ0=1.2,h /δ0=0.35.平片后的尾迹区中的不同流向位置处的速度型(u /u e )见图2.u e 为平板边界层外的主流速度,图中X d 离开装置后缘的流向距离,由图可见,随着流动向下游推进速度型的亏损将逐步消失.图3给出了相对摩阻系数C f /C f ref 沿流向的变化,C f 、C f ref 分别为有控制器,与无控制器时的壁面摩阻系数.C f /C fref 值在装置后是先逐渐减少,后又逐渐恢复,在装置后的12δ0处达最小值(约92%),而在50δ0处又恢复到96%左右,与实验数据[7]相比,除紧靠平片后缘附近其值略高外,其它基本一致,且最小阻力位置也基本相同.显然,这里采用的湍流模型比一般代数模型能够更好地模拟湍流减阻的过程.图中还给出了采用k -ε湍流模型的计算结果,这个在近壁区作了低雷诺数修正的两方程模型的结果更接近于实验值.图2　装置后的流向速度型图3　相对摩阻沿流向的变化(带单片装置) 图4　装置高度对减阻的影响(单平片)图5　相对摩阻沿流向变化(带双片装置)在边界层中装置的高度h 对减阻有很大的影响见图4.显然,装置高度较低时(即更靠近壁面),其平均减阻效果会更好,由图可见,当h /δ0=0.35时,其减阻效果最佳.(2)双平片装置有关几何参数:C /δ0=1.2,h 1/δ0=0.35,h 2/δ0=0.35,S /δ0=12.这种并列双排的平片装置与单平片装置相比,其减阻作用更突出,见图5.由图可见,最大相对摩阻值能减少到原来值的83%左右.这说明,选择合适的相关参数,双平片装置能进一步减少阻力.表1给出了双平片装置都在同样的相对高度(h /δ0=0.35)下,而两装置的相对间距31第4期 陈　强等　湍流大涡破碎装置的减阻研究 32 弹　道　学　报 第13卷(S/δ0)不同时的减阻情况.表中L1和L2分别为从第一装置和第二装置后缘开始的距离.显然,太大的平片间距会影响减阻效果,这里是在S/δ0=6时最佳.在这最佳间距下双平片各有不同高度时的减阻效果见表2.由表2可见,在一般情况下,后平片装置的高度(h2)比前平片装置的高度(h1)更大时,将会有更好的减阻效果.表1　双平片装置(h/δ0=0.35)在不同间距下的平均减阻量间距S/δ0C f·C-1fr e f/(%)L1L26-10.27(L1=49.7δ)-10.82(L2=43.7δ0)8-9.92(L1=51.7δ0)-10.43(L2=43.7δ0)10-9.72(L1=53.7δ0)-10.14(L2=43.7δ0)12-9.57(L1=55.7δ0)-9.82(L2=43.7δ0)14-9.46(L1=57.7δ0)-9.53(L2=43.7δ0)表2　双平片装置(S/δ0=6)在不同高度下的平均减阻量h1h2C f·C-1fr ef/(%)L1L20.35δ00.40δ0-10.45-11.060.35δ00.50δ0-11.62-12.370.35δ00.60δ0-11.68-12.45参考文献1Anders J B.Viscous flow drag reduction.Progress in Astronautics and Aeronautics,1990,123:264-2842Cao Qipeng.The computation of boundary layer flow s w ith manipulators.Proc.of China-Japan Joint Symposium Aerodynamics and Aircraft Design,Nanjing,C hina Aviation Industry Press,1990,188-192 3Dj enidi L L.A computational study of aerofoil manipulators in laminar and turbulent fl ow.European J.of M ech.,S e-ries B Fluids,1994,13:661-6834Savill A M.On the manner in w hich outer eayer disturbances affect turbulent boundary l ayer skin fricition.Procee-dings of the European Tu rbulent Conference,19865Johnson D A.Transonic separated flow preduction w ith an eddy-viscosity/reynolds-stress model.AIAA J.1987,25(2):252-2596是勋刚.湍流.天津:天津大学出版社,19947Coustols E.M anipulatim of turbulent boundary l ayers in z ero press ure gradient flow s:detailed experiments and mo-delling.International conference on tu rbulent d rag reduction by passive means.London,1987:255-284A STUDY OF TURBULENT FLOW DRAG REDUCTIONBY LARGE EDDY BREAK-UP DEVICESChen Qiang　Tang Deng bin　Cao Qipeng(Dept.of Aerodynamics,Nanjing Univers ity of Aeronautics and Astronautics,Nanj ing,210016)Abstract　Turbulent flow drag reduction by in-flow manipulator devices withvarious parameters in boundary layer is studied computationally in this paper.Different turbulent models,w hich is very im portant for studying the process ofreductio n drag of the turbulent flow,including Johnson-King eddy-viscosity/Reynolds-stress closure model and k-εmodel with the improvement for lowReynolds number flow at near w all,are used in the computation of Navier-Stokes equation.The calculation starts from up stream of the m anipulato r de-vices,and results obtained w ill be more accurate.The effect of different pa-rameters of manipulator devices including single and double devices are stud-ied,and used in optimizaton of drag reductio n.The results obtained are com-pared well with date of the experiments.Key words　drag reduotion,turbulent boundary layer,large eddy break-up(LEBU),turbulent model(上接第27页)NUMERIC AL SIMULATION OF UNSTEADY FLOWSINDUCED BY AN ACCELERATING PROJEC TILEGeng Jihui　Xu Houqian(Power Eng.College,NUST,Nanjing,210094)Abstract　Base on the Delaunay triang ulation criterion in conjunction iw th theautom atic point creation and the local grid regeneration method,unsteadyflow s induced by an accelerating projectile are investigated numerically by us-ing the finite volume method.The unsteady effect on the wave structure in theflow field is examined thoroughly.Key words　accelerating projectile,w ave structure,numerical simulation 33第4期 陈　强等　湍流大涡破碎装置的减阻研究 。

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湍流的数值模拟一、引语流体的流动形态分为湍流与层流。

而层流是流体的最简单的一种流动状态。

流体在管内流动时，其质点沿着与管轴平行的方向作平滑直线运动。

此种流动称为层流或滞流,亦有称为直线流动的.流体的流速在管中心处最大，其近壁处最小。

管内流体的平均流速与最大流速之比等于0.5，根据雷诺实验，当雷诺准数引Re<2320时，流体的流动状态为层流.当雷诺数Re〉2320时，流体流动状态开始向湍流态转变，湍流是一种很复杂的流动状态,是流体力学中公认的难题。

自从19世纪末O.Reynolds提出湍流的统计理论以来，已经有一个多世纪了，经过几代科学家的努力，湍流研究取得很大进展，但是仍然不能满足工程应用的需要，以至于经常有悲观的论调侵袭湍流研究。

为什么湍流问题没有圆满地解决会受到如此关注呢？因为湍流是自然界和工程中十分普遍的流动现豫，对于湍流问题的正确认识和模化直接影响到对自然环境的预测和工程的质量.例如，当前影响航天器气动力和气动热预测准确度的主要障碍是缺乏可靠的湍流模型。

和其他一些自然科学的准题不同，解决湍流问题具有迫切性。

湍流运动的最主要特征是不规则性，这是大家公认的。

对于湍流不规则性的深入认识,是一百多年来湍流研究的上要成就之一。

早期的科学家认为，像分子运动一样，湍流是完全不规则运动。

类似于分子运动产生黏性,湍流的耗散可以用涡黏系数来表述。

20世纪初，一些杰出的流体力学家，相继对涡黏系数提出各种流体力学的模型，如Taylor(1921年)的涡模型,Praudtl(1925年)的混合长模型和von Karman （1930年)相似模型等。