ansys湍流模型

ANSYSCFD中的湍流模型及其应用安世亚太科技股份有限公司流体业务部杨振亚目录RANS湍流模型湍流模型概述SST湍流模型层流-湍流转涙模型尺度解析模型概述SAS湍流模型总结2©2014ANSYSInc.湍流模拟方法RANS(ReynoldsAveragedNavier-StokesSimulations)SRS(ScaleResolvingSimulations)DNS(DirectNumericalSimulation)•直接数值求解完全的瞬态NS方程组•不需要模型•目前仅做为研究工具•包括大涡模拟、混合大涡模拟•较大的涡直接求解，比网格小的涡用模型模拟。•本质上是瞬态方法•求解雷诺平均NS方程组•可以选择稳态求解•所有湍流都用模型模拟•是目前工业界应用最广泛的方法–包括了所有常见的模型–包括了诸如曲率修正和EARSM等扩展模型–确保无论哪种应用，你都可选择到合适的模型ANSYSCFD中的RANS湍流模型One-EquationModelsSpalart-Allmaras(k-e)1ETwo-EquationModelsk–ε(Standard,Realizable,RNG)k–ω(Standard,SST)CurvatureCorrection(all1&2eqn.models)V2F(4eqn.)*ExplicitAlgebraicReynoldsStressModel(EARSM)ReynoldsStressModelsLaunder-Reece-Rodi,Speziale-Sarkar-GatskiStress-wk–kl–ωTransitionModelSSTTransitionModelRANS湍流模型的扩展5m/sWaterAirCase11m/s对自由液面流动，液面附近通过湍流阻尼来修正粘性，提高精度。（适用于SST模型和k-w模型）多孔介质界面采用近壁面处理，提高精度。曲率修正增加旋流模拟精度SST模型：更好地模拟带有分离的流动流动中包括下列现象时，分离的影响较大:•扩压器的压力损失•机翼的失速•旋转机械部件的性能分析SST模型:•传统的标准双方程模型难以预测出分离效应，甚至当压力梯度很大时也是如此。•模拟分离流动时，SST模型是最精确的双方程模型之一。NACA4412翼型验证案例•SST,Wilcox2006,V2F和Spalart-Allmaras模拟的速度分布u/UrefDistancefromwall012345600.020.040.060.080.1SSTWilcox2006Spalart-Allmarasv2-fExperiment转涙现象对流动的影响•壁面剪切应力•壁面传热•分离现象•设备效率层流分离湍流分离转涙模型的开发需求•困难:–涉及的具体应用未知–几何形状复杂–网格拓扑未知–非结构网格–支持并行-域分解•需求:–不同的转涙机理–自然转涙–旁路转涙–分离诱导转涙–…–稳健性–不增加额外的网格LaminarFlowTransitionalFullyTurbulent两方程转涙模型g-ReQjtjjfjUPEtxxxggggg0.51(1)lengthonsetPFSFgggFonset启动转涙：tReRejtttjtjtjtxxPxUteR~eR~eR~tttttFtcP0.1eR~Re),(ReQTuft平板流动验证案例T3A:FSTI=3.5%(~39000hexahedra)Meshguidelines:•y+1•wallnormalexpansionratio~1.1•goodresolutionofstreamwisedirection机翼验证案例•由于吸力面的层流分离引起的转涙•转涙模型很好地预测到此现象•结果:经过此区域的壁面剪切应力比全湍流模拟的要高湍流边界层能克服反压梯度尾缘附近的分离更少McDonnellDouglas30P-30N多段翼验证案例Slattransition:CFX=-0.056Exp.=-0.057Error:0.1%TuContourRe=9millionMach=0.2C=0.5588mAoA=8°Exp.hotfilmtransitionlocationmeasuredasf(x/c)Mainuppertransition:CFX=0.068Exp.=0.057Error:1.1%Mainlowertransition:CFX=0.587Exp.=0.526Error:6.1%Flaptransition:CFX=0.909Exp.=0.931Error:2.2%•压力面激波诱导的分离•边界层的分离对旋转机械性能影响很大•目前转涙模型在该领域的应用越来越普遍Mid-spanMid-spanSeparationSeparationNASARotor37验证案例SuctionsideofthebladeSuctionsideofthebladeNASARotor37验证案例MassFlow/ChokeMassFlowTotalPressureRatio0.90.920.940.960.9811.922.12.2experimentSSTMesh1SSTMesh2SSTMesh3MassFlow/ChokeMassFlowTotalPressureRatio0.90.920.940.960.9811.922.12.2experimentk-eMesh1k-eMesh2k-eMesh3MassFlow/ChokeMassFlowTotalPressureRatio0.90.920.940.960.9811.922.12.2experimentSST+TMMesh2SST+TMMesh3SSTSSTSST-TMSST-TMk-epsilonk-epsilon0.4·106nodes1.5·106nodes4.5·106nodes11.5·106nodesTotalPressureRatioSST-Transitionk-ω-ModelSST-ModelTFDHannover验证案例Eurocopter验证案例TurbulentRed:IsosurfaceofreverseflowRex=30millionLaminarFlowTransitionalTransitionBlue=LaminarRed=TurbulentLaminarFlowTurbulentWakeWakeInducedTransitionEurocopter验证案例目录RANS湍流模型稳态湍流模型SST湍流模型层流-湍流转涙模型尺度解析模型概述SAS湍流模型总结20©2014ANSYSInc.SRS（Scale-ResolvingSimulations）模拟•改善RANS模拟的精度–带有大分离区的流动（机翼失速、建筑物绕流、不稳定漩涡流动等）•获得更多的附加信息–声学–声学频谱信息通过RANS模拟不能获得–涡气蚀–漩涡里的低压引起气蚀，需要精确解析漩涡–流固耦合(FSI)–瞬态力决定固体的响应频率•SRS是多个湍流模拟方法的总称，它们都对至少部分区域的湍流频谱采用解析方法求解。–LargeEddySimulation(LES)–DetachedEddySimulation(DES)–Wall-modelledLES(WMLES)–EmbeddedandZonalLES(ELES,ZFLES)–Scale-AdaptiveSimulation(SAS)–OtherRANS-LEShybridsSRS模拟LES模拟与RANS模拟的比较•单个压气机叶片(Re=105-106)•需要解析边界层的湍流•需要解析层流到湍流的转涙MethodNumberofCellsNumberoftimestepsInnerloopsperDt.CPURatioRANS~106~10211LES~109~10410106因此需要RANS-LESMethods混合方法DES(DetachedEddySimulation)模拟•混合模型:–边界层用RANS模型求解.–LES是在一个单独的区域里•模型的转化:–基于湍流长度尺度和网格尺寸的比–在RANS和LES区域采用不同的方法求解RANSLES?DcLtDcLtSAS和DES•SAS模型类似于DES，但不需要和网格信息关联•避免了DES的主要困难–在LES和RANS区域的界面上，由于网格引起的分离UDES:RANSLESbasedonDSAS:RANS“LES”basedonLvk/'LcSAS/'LcSASSAS模型URANS求解混合边界层标准双方程模型:~LSAS模型vKLL~LvKU2U1SAS模型能自动调整解析更小尺度的涡tckL双方程SAS模型(KSKL)•With:Lk2212321''jtktjUPLUktxkyy22'';'';''iiiivKjjjjkkUUUUUUULxxxxxxUvKLyUyUL22//~3/23/4jtkjjkjUkkkkPctxLxx1/4tc00.51051015x/hSASSSTRANSSSTURANSSSTExperimentcoldrefhotinwhotinTTTT•RANS和URANS都不能精确预测叶片后部的冷热气混合•SAS的结果有很大改善•偏差是由于参考温度不同导致的MTU涡轮叶片冷却验证案例EUprojectDESIDER验证案例101001000Frequency[Hz]0102030405060708090100110120130140SPL[dB]FreestreamVelocity=140km/hExperimentaldataSASmodelSensor121101001000Frequency[Hz]0102030405060708090100110120130140SPL[dB]FreestreamVelocity=140km/hExperimentaldataSASmodelSensor122101001000Frequency[Hz]0102030405060708090100110120130140SPL[dB]FreestreamVelocity=140km/hExperimentaldataSASmodelSensor123近壁面声压3-DTransientFlows:SAS–SST-RANS–KSKL-SAS–Experiment热浮力交叉喷流验证案例热浮力交叉喷流验证案例•中间截面的温度分布1.5m3.5m5.5mVW内燃机验证案例IntakeValveExp.RANSDESSAS3mm10.950.9850.9969mm10.988-0.99MassflowRatesCourtesyVWAGWolfsburg:O.Imberdis,M.Hartmann,H.Bensler,L.KapitzaVOLKSWAGENAG,ResearchandDevelopment,Wolfsburg,GermanyD.TheveninUniversityofMagdeburg空客验证案例SASDDESELESURANSCourtesy:BenjaminDuda,AirbusToulouse空客验证案例12300.20.40.60.811.21.41.61.82-1-0.500.511.5Courtesy:BenjaminDuda,AirbusToulouse00.20.40.60.811.21.41.61.8200.250.50.