李智勞+李曉東+劉凡

摘 要：湍流是一種復(fù)雜的非穩(wěn)態(tài)流動(dòng)，在湍流中，流體的各種物理參數(shù)，如速度、壓力、溫度等都隨時(shí)間與空間發(fā)生隨機(jī)的變化，但這些量的統(tǒng)計(jì)平均值卻是有規(guī)律的。對(duì)于流速小于0.3馬赫的流場(chǎng)，可以視為不可壓縮流動(dòng)。文章運(yùn)用fluent軟件計(jì)算了某型飛行器的流場(chǎng)，給出了流場(chǎng)計(jì)算結(jié)果，為后續(xù)繼續(xù)研究氣動(dòng)力及由此所引起的其他動(dòng)力學(xué)問(wèn)題打下了一定的基礎(chǔ)。

關(guān)鍵詞：湍流；不可壓縮；流場(chǎng)；氣動(dòng)力

1 概述

計(jì)算流體力學(xué)的歷史雖然不長(zhǎng)，但已廣泛深入到流體力學(xué)的各個(gè)領(lǐng)域，相應(yīng)地也形成了多種不同的數(shù)值解法。就目前情況看， 主要是有限差分方法和有限元法。有限差分方法在流體力學(xué)中已得到比較廣泛應(yīng)用。而有限元法是從求解固體力學(xué)問(wèn)題發(fā)展而來(lái)的。近年來(lái)在處理低速流動(dòng)問(wèn)題中，已有相當(dāng)多的應(yīng)用。

早在20世紀(jì)初，有人就已經(jīng)提出用數(shù)值方法來(lái)求解流體力學(xué)問(wèn)題的思想。但是由于問(wèn)題本身的復(fù)雜性和計(jì)算工具的落后，這一思想并未得到重視。自從電子計(jì)算機(jī)問(wèn)世以來(lái)，用計(jì)算機(jī)進(jìn)行數(shù)值仿真和計(jì)算才成為現(xiàn)實(shí)。1963年美國(guó)的哈洛和弗羅姆用計(jì)算機(jī)成功地模擬了二維長(zhǎng)方形柱體的繞流問(wèn)題并給出尾流渦街的形成以及演變過(guò)程，受到普遍重視。1965年，哈洛和弗羅姆在發(fā)表的關(guān)于流場(chǎng)計(jì)算的論文中介紹了計(jì)算機(jī)技術(shù)在流體力學(xué)中的作用。從此以后，計(jì)算機(jī)技術(shù)與流體力學(xué)的關(guān)系被人們普遍重視起來(lái)形成了計(jì)算流體力學(xué)（Computational Fluid Dynamics），簡(jiǎn)稱CFD。

2 流體運(yùn)動(dòng)理論

2.1 流體運(yùn)動(dòng)的基本方程

在流體力學(xué)中可以將流體視為連續(xù)介質(zhì)。

2.2 湍流流動(dòng)的模擬

人們對(duì)于湍流的研究已經(jīng)有很長(zhǎng)的歷史，雖然經(jīng)過(guò)很多科學(xué)家的研究取得了一定成果，但是對(duì)于湍流運(yùn)動(dòng)其本原理仍未完全掌握。

到目前為止，還沒(méi)有一個(gè)湍流模型能對(duì)所有的湍流運(yùn)動(dòng)給出滿意的結(jié)果。一種比較常用的模型只能對(duì)某一類湍流運(yùn)動(dòng)給出滿意的結(jié)果。為了求解能夠比較準(zhǔn)確，選擇湍流模型的時(shí)候要注意以下幾點(diǎn)：流體的物理現(xiàn)象，模擬的精度要求，可用計(jì)算資源等。選擇湍流模型的時(shí)候，還要了解不同條件的適用范圍。湍流流動(dòng)的模擬目前主要有三種方法：Reynolds（雷諾）時(shí)均方程方法，直接數(shù)值模擬，大渦模擬方法。

3 算例

3.1 建立模型

飛行器尺寸如圖1所示，流體域的長(zhǎng)度為12m，寬度，高度均為3m。飛行器模型如圖2所示，流體域的模型如圖3所示，其中飛行器尾部距離流體域的最右段為7m，距離流體域的最左端距離為5m。圖4為模型的網(wǎng)格圖。

3.2 邊界條件的設(shè)置

對(duì)于低馬赫數(shù)的流動(dòng)可以視為不可壓縮流動(dòng)，所以采用速度進(jìn)口邊界條件就可以滿足計(jì)算要求，F(xiàn)LUENT軟件穩(wěn)態(tài)計(jì)算的相關(guān)設(shè)置如表1所示，瞬態(tài)計(jì)算的相關(guān)設(shè)置如表2所示。

3.3 流場(chǎng)的計(jì)算結(jié)果

先進(jìn)行穩(wěn)態(tài)計(jì)算，進(jìn)行若干次循環(huán)后，流場(chǎng)穩(wěn)定，開(kāi)始進(jìn)行瞬態(tài)計(jì)算。如圖5所示為飛行器表面靜壓分布圖，飛行器最大的靜壓分布在飛行器頭部，值大約為9.05×104MPa。飛行器表面流體流速分布如圖6所示，最大流速也位于飛行器頭部，值大約為115m/s。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文運(yùn)用FLUENT軟件提供的壓力基-隱式解法來(lái)求解低馬赫數(shù)的不可壓縮流動(dòng)問(wèn)題，得到了0.3馬赫時(shí)的流場(chǎng)分布。壓力基求解器是從原來(lái)的分離式求解器發(fā)展而來(lái)，它是按照順序求解動(dòng)量方程，壓力基礎(chǔ)修正方程，能量方程和組分方程及其他標(biāo)量方程。本文的研究對(duì)低速流動(dòng)，比如汽車(chē)，高速列車(chē)等流場(chǎng)問(wèn)題具有一定的工程意義。

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