Fluent公司大佬Kim关于LES大涡模拟计算方法的3篇文章
二维大涡模拟步骤
二维大涡模拟步骤二维大涡模拟（Large Eddy Simulation, LES）是一种基于Navier-Stokes方程的数值模拟方法，用于研究流体力学中的湍流现象。
它是在雷诺平均湍流模拟（Reynolds-averaged Navier-Stokes, RANS）的基础上发展起来的一种高精度模拟方法。
下面将详细介绍二维大涡模拟的步骤。
1.定义几何模型：首先需要定义流动的几何模型，包括计算域的形状和尺寸以及边界条件。
对于二维大涡模拟，计算域通常是一个二维平面。
边界条件可以是速度入口、压力出口或壁面，这些条件将在模拟过程中保持不变。
2.网格划分：将计算域划分为离散的小单元，形成计算网格。
网格的划分需要根据流动的复杂程度和几何形状进行调整，以确保模拟结果的精度。
在二维大涡模拟中，通常采用结构化网格或非结构化网格。
3.初始化：在模拟开始之前，需要对流体的初始状态进行初始化。
这包括设置流体的初始速度场和压力场。
对于具体的问题，初始条件可以使用已有的实验数据或理论结果进行设定。
4. 求解Navier-Stokes方程：二维大涡模拟是基于Navier-Stokes方程进行求解的。
该方程描述了流体速度和压力随时间和位置的变化关系。
通过用有限体积或有限差分等数值方法离散化Navier-Stokes方程，可以得到一个离散的代数方程组。
5.大涡模拟模型：在LES中，大尺度涡旋由数值模拟解决，而小尺度涡旋则采用传统的湍流模型进行处理。
LES使用了一个滤波器来将流动场分解为大尺度和小尺度的成分。
对于大尺度成分，可以通过直接数值模拟来解决；而对于小尺度成分，可以采用传统的湍流模型，如k-ε模型或k-ω模型。
在大涡模拟模型中，需要确定滤波器的类型和大小。
6. 时间步进：通过将时间离散化为一系列离散时间步长，可以在每个时间步长内求解Navier-Stokes方程。
时间步长的选择要满足稳定性和精度的要求。
通常可以通过在计算过程中进行数值稳定性和收敛性分析来确定最佳的时间步长。
CFD中的LES大涡模拟
CFD中的LES⼤涡模拟1引⾔湍流运动是⽬前计算流体⼒学中困难最多因此也最活跃的领域之⼀。
当湍流存在，则住在其他相关的流动现象，并引致能量耗散、混合以及传热。
没有三维的涡，则没有真正的湍流，因为只有在三维的流动中，涡旋才能进⾏伸展并产⽣新的涡旋。
⽬前可采⽤的数值计算⽅法分为三类：直接模拟（Direct Numerical Simulation，DNS）、⼤涡模拟（Large Eddy Simulation，LES）和雷诺时均法（Reynolds-averaged Navier–Stokes，RANS）。
RANS经过长期的发展，已经⾮常成熟。
但RANS通过将速度进⾏平均后，并不能捕获湍流中的⼩涡结构。
同时，这些⼩涡基本是各项同性的。
另⼀⽅⾯，从主流中抽取能量的⼤涡却是各向异性，并且其和计算域的⼏何、边界、体积⼒⾼度关联。
在使⽤RANS的时候，整个流场中必须使⽤同⼀个湍流模型对各种尺度下的湍流进⾏解析，但通常⼤涡和⼩涡的表现是不同的。
因此研究学者对⼀种更完善的模型进⾏了探索。
不同于RANS，LES对⼤涡进⾏解析的同时对⼩涡进⾏模化。
LES认为⼤涡直接受边界条件的影响因此对其解析，但⼩涡是各项同性的因此他们表现相同，可以进⾏模化。
由于LES把⼩涡进⾏了模化，因此最⼩的⽹格单元需要⼤于Kolmogorov尺度（最⼩的涡旋尺度）。
同时LES的时间步可以⽐DNS⼤的多。
因此，对于给定的计算资源，相对于DNS，LES可以计算更⼤雷诺数的算例。
另外，不同于RANS中平均的概念，LES使⽤的是⼀种空间滤波技术。
LES模型的概念如下：1⾸先要确定⼀种滤波函数和截⽌尺度Δ。
这样，就可以对所有⼤于截⽌尺度的涡进⾏⾮稳态计算；2使⽤滤波函数对依时变量进⾏空间滤波操作，在这⼀步，⼩于截⽌尺度的涡被过滤掉；3在解析⼤涡和模化⼩涡的数学操作中，会产⽣⼀个亚格⼦尺度应⼒项（Sub-grid-scale Stress，SGS），亚格⼦尺度应⼒需要通过SGS模型来模化；在LES中，截⽌尺度Δ是⽤来表明“多⼤的涡才算⼤涡”的概念。
fluent 二维大涡模拟命令
fluent 二维大涡模拟命令Fluent（通常称为ANSYS Fluent）是一种基于计算流体动力学（CFD）的软件，它使用数值方法解决流体力学和热力学方程。
Fluent支持多个求解器，包括稳态、非稳态、可压缩和不可压缩流体求解器。
其中，二维大涡模拟（Large Eddy Simulation，LES）是一种用于模拟湍流流动的CFD方法，通过分解流体的速度场为大尺度和小尺度来模拟湍流流动。
本文将介绍Fluent中二维大涡模拟的相关命令。
1. 设定模拟参数在开始二维大涡模拟前，需要设定一些模拟参数，包括流体属性和边界条件。
在Fluent中，通过以下命令可以设定流体属性和边界条件：（1）设定流体属性DEFINE > MODELS > VISCOSITY2. 定义二维网格在进行CFD模拟前，需要先定义计算网格，以便数值求解器能够在其上执行算法。
在Fluent中，通过以下命令定义二维网格：（1）导入二维网格FILE > IMPORT > MESH3. 指定求解器有关Fluent的求解器已经在第一段中提到。
在进行二维大涡模拟时，可以选择可压缩或不可压缩流体求解器作为替代。
（2）可压缩流体求解器SOLVE > COMPRESSIBLE FLOW/HEAT TRANSFER > STEADY模拟模型是模拟过程中使用的具体模型。
在Fluent中，用户可以选择不同的模拟模型。
（1）可分离流边界层（Detached Eddy Simulation，DES）MODEL > VISCOSITY > DES（2）壁面函数（Wall Function）MODEL > VISCOSITY > WALL FUNCTION在进行CFD模拟时，需要设定一些计算参数以控制模拟进程，以及获得所需的结果。
在Fluent中，用户可以使用以下命令设定计算参数：6. 运行模拟在完成所有设定后，可以通过以下命令在Fluent中运行二维大涡模拟：SOLVE > EXECUTE COMMAND FILE > RUN此时，Fluent将自动执行过程，直至收敛或达到设定的计算时间。
FLUENT算例——TurbulentPipeFlow（LES）圆管湍流流动（大涡模拟）
FLUENT 算例——TurbulentPipeFlow （LES ）圆管湍流流动（⼤涡模拟）Turbulent Pipe Flow (LES) 圆管湍流流动（⼤涡模拟）以ANSYS 17.0为例问题描述考虑通过圆形截⾯直管道的流动问题，圆管直径，长度。
管道进⼝处的平均流速为，假设流体密度为定值，，流体动⼒粘性系数。
那么基于圆管直径、平均流速、流体密度、动⼒粘性系数算得该问题的Reynold数（Re）为接下来咱们⽤ANSYS FLUENT中的LES⽅法来求解该流动问题，绘制在距离进⼝处下游截⾯上随着半径变化的平均速度和均⽅根速度，并⽐较由LES⽅法和⽅法模拟得到的平均速度。
1 预分析和准备⼯作预分析在⼤涡模拟中，瞬时速度被分解为滤波后的分量以及剩余的残差分量，滤波后的速度分量表征了⼤尺度的⾮定常运动。
在LES中，⼤尺度的湍流运动被直接表征，⽽⼩尺度的湍流运动则⽤模型近似。
关于滤波速度的滤波⽅程可以从Navier-Stokes⽅程推出，由于残差操作，动量⽅程中的⾮线性对流项引⼊了⼀个应⼒张量的残差项，该残差应⼒张量需要通过构造模型来完成⽅程组的封闭，⽽FLUENT中提供了从易到难的多种模型。
既然咱们要求解，那么LES就是个⾮定常的模拟过程，需要在时域内向前推进。
为了收集统计平均量，⽐如平均和均⽅根（root mean square（r.m.s.））速度，咱们需要⾸先达到统计上的稳定状态（然后再开展统计平均的处理）。
作为对⽐，模型求得的平均速度也⼀并给出。
关于LES的详细理论和⽅程可以再很多湍流的书籍中找到。
准备⼯作LES是三维⾮定常计算（只能适⽤于三维问题和⾮定常问题），那么计算域是全部的管道。
在打开ANSYS之前，先创建⼀个⽂件夹turbulent_pipe_LES，然后⾥⾯在创建⼀个ICEM⽂件夹和FLUENT⽂件夹，分别⽤来存放ICEM的建模和画⽹格⽂件，以及FLUENT的计算⽂件。
2 构建⼏何模型打开ICEM CFD 17.0软件，在其中完成建模⼯作，咱们计算域是圆管内部流道，也就是⼀个圆柱体，让圆柱体的轴线沿着⽅向，进⼝截⾯位于上，圆⼼位于坐标原点。
fluent计算模拟涡
fluent计算模拟涡
流场通常涉及有限体积、有限元素或谱方法等数值技术。
其中，FLUENT是一种常用的计算流体动力学（CFD）软件，可以有效地模拟流体
涡旋。
在FLUENT中，计算涡流一般涉及以下步骤：
1.建立几何模型：可以通过几何建模软件创建几何模型，也可以直接
在FLUENT中创建几何模型。
涉及流体的几何形状和边界条件。
2.网格生成：在几何模型的基础上，生成流体网格。
网格的质量和分
辨率对模拟结果有很大影响。
3.定义物理模型：包括流体的物理属性，如密度、粘度、热传导等，
以及边界条件，如流量、压力、温度等。
4.求解：在上述步骤定义完毕后，使用求解器进行求解。
可以选择稳
态或非稳态求解，通常涉及迭代求解。
5.后处理：利用FLUENT提供的后处理工具，如流线图、压力图、速
度云图等，对求解结果进行可视化和分析。
涡流的计算涉及较多的物理模型和边界条件，需要根据实际问题进行
调整和优化。
例如，在涡流模拟中，常常需要考虑湍流模型、旋转体模型、气动热模型等。
同时，应根据实际问题对网格分辨率和质量进行优化。
湍流建模07大涡模型
湍流建模07大涡模型导读：介绍大涡模拟（LES）。
LES特点•在LES中，并不是所有的尺度都被建模，但大的湍流尺度被数值方法解决；•由于网格分辨率的限制，较小的尺度涡流无法得到解决；•LES的计算成本比RANS高得多；•对于近壁流动计算成本非常昂贵。
•LES的动机•相比于RANS准确性的提升：具有大分离区的气流（停止的机翼/机翼、流过建筑物、涡流不稳定等）•需要额外的信息o声学-来自RANS的不可靠的声学频谱信息；o涡空化，涡内低压引起空化，需要分辨涡；o流体-结构相互作用(FSI)-非定常力决定了固体的频率响应。
LES经典推导传统的LES对涡流的过滤是基于网格的分布和分辨率•只有流动大于网格间距时，才能利用平均Navier-Stokes方程进行求解；•平均NavierStokes方程在网格单元大小(Vol)上“过滤”出小尺度；•就像在RANS中一样，平均会导致NS方程中额外的应力项；•EE>∆-求解，EE<∆-建模（EE-湍流涡流尺寸）•子网格模型通常是一种涡粘度模型：LES的角色从湍流频谱可以看出：•湍流动能频谱不能分解到耗散尺度（柯尔莫戈罗夫尺度）•能量必须在网格极限下从频谱中耗散;•LES涡流粘度提供了所需的阻尼;•LES并没有模拟小尺度，它只是耗散它们。
•SGS模型：概念•由于维度的原因，涡流粘度必须扩展，比方说；•如前所述，LES模型只能对小于网格限制的湍流尺度进行建模，因此相关的长度尺度是指网格间距；•在代数模型中，唯一的速度尺度是梯度；•因此最简单的模型是Smagorinsky模型：•需要注意的是，LES模型的涡流粘度随着网格尺寸的增大而减小。
Smagorinsky模型的限制•LES模型不仅应为需要求解的湍流提供阻尼，还应为已经求解的湍流提供多个零值：，尤其是在层流区域；•如果存在层流，一般不会想着去用LES模型，比如对于Couette 流动，因为层流Couette流中，不需要阻尼任何事物，但Smagorinsky模型依旧会提供有限的涡流粘度，因为应变率不会下降至0，这也是开发其他更加复杂模型的原因。
大涡模拟的FLUENT算例2D
大涡模拟的FLUENT算例2DTutorial:Modeling Aeroacoustics for a Helmholtz Resonator Using the Direct Method(CAA)IntroductionThe purpose of this tutorial is to provide guidelines and recommendations for the basic setup and solution procedure for a typical aeroacoustic application using computational aeroacoustic(CAA)method.In this tutorial you will learn how to:Model a Helmholtz resonator.Use the transient k-epsilon model and the large eddy simulation(LES)model foraeroacoustic application.Set up,run,and perform postprocessing in FLUENT.PrerequisitesThis tutorial assumes that you are familiar with the user interface,basic setup and solution procedures in FLUENT.This tutorial does not cover mechanics of using acoustics model,but focuses on setting up the problem for Helmholtz-Resonator and solving it.It also assumes that you have basic understanding of aeroacoustic physics.If you have not used FLUENT before,it would be helpful to?rst review FLUENT6.3User’s Guide and FLUENT6.3Tutorial Guide.Problem DescriptionA Helmholtz resonator consists of a cavity in a rigid structure that communicates through anarrow neck or slit to the outside air.The frequency of resonance is determined by the mass of air in the neck resonating in conjunction with the compliance of the air in the cavity.The physics behind the Helmholtz resonator is similar to wind noise applications like sun roof bu?eting.We assume that out of the two cavities that are present,smaller one is the resonator.The motion of the?uid takes place because of the inlet velocity of27.78m/s(100km/h).The ?ow separates into a highly unsteady motion from the opening to the small cavity.This unsteady motion leads to a pressure?uctuations.Two monitor points(Point-1and Point-2) act as microphone points to record the generated sound.The acoustic signal is calculated within FLUENT.The?ow exits the domain through the pressure outlet.Modeling Aeroacoustics for a Helmholtz Resonator Using the Direct Method(CAA) Preparation1.Copy the?les steady.cas.gz,steady.dat.gz,execute-by-name.scm,stptmstp4.scm,ti-to-scm-jos.scm and stptmstp.txt into your working directory.2.Start the2D double precision(2ddp)version of FLUENT.Setup and SolutionStep1:Grid1.Read the initial case and data?les for steady-state(steady.cas.gz and steady.dat.gz).File?→Read?→Case&Data...Ignore the warning that is displayed in the FLUENT console while reading these?les.2.Keep default scale for the grid.Grid?→Scale...3.Display the grid and observe the locations of the two monitor points,Point-1andPoint-2(Figure1).Figure1:Graphics Display of the Grid4.Display and observe the contours of static pressure(Figure2)and velocity magnitude(Figure3)for the initial steady-state solution.Display?→Contours..Modeling Aeroacoustics for a Helmholtz Resonator Using the Direct Method(CAA)Figure2:Contours of Static Pressure(Steady State)Figure3:Contours of Velocity Magnitude(Steady State)Modeling Aeroacoustics for a Helmholtz Resonator Using the Direct Method(CAA) Step2:Models1.Select unsteady solver.De?ne?→Models?→Solver...(a)Select Unsteady in the Time list.(b)Select2nd-order-implicit in the Unsteady formulation list.(c)Retain the default settings for other parameters.(d)Click OK to close the Solver panel.2.De?ne the viscous model.De?ne?→Models?→Viscous...(a)Select Non-Equilibrium Wall Functions in the Near-Wall Treatment list.(b)Retain the default settigns for other parameters.(c)Click OK to close the Viscous Model panel.Near-Wall Treatment predicts good separation and re-attachment points.Step3:MaterialsDe?ne?→Materials...1.Select ideal-gas from the Density drop-down list.2.Retain the default values for other parameters.3.Click Change/Create and close the Materials panel.Ideal gas law is good in predicting the small changes in the pressure.Step4:Solution1.Monitor the static pressure on point-1and point-2.Solve?→Monitors?→Surface...(a)Enter2for the Surface Monitors.(b)Enable Plot and Print options for monitor-1and monitor-2.(c)Select Time Step from the When list.(d)Click De?ne...for monitor-1to open De?ne Surface Monitor panel.Modeling Aeroacoustics for a Helmholtz Resonator Using the Direct Method(CAA)i.Select Vertex Average from the Report Type drop-down list.ii.Select Flow Time from the X Axis drop-down list.iii.Enter1for Plot Window.iv.Select point-1from the Surfaces selection list.(e)Similarly,specify the surface monitor parameters for point-2.2.Start the calculations using the following settings.Solve?→Iterate...(a)Enter3e-04s for Time Step Size.The expected time step size for this problem is of the size of about1/10th of thetime period.The time period depends on the frequency(f)which is calculatedusing the following equation:f=c2πSV[L+π2.D h2]where,c=Speed of soundS=Area of the ori?ce of the resonatorV=Volume of the resonatorL=Length of the connection between the resonator and the free?ow areaD h=Hydraulic diameter of the ori?ceFor this geometry,the estimated frequency is about120Hz.(b)Enter250for the Number of Time Steps.(c)Enter50for Max Iterations per Time Step.(d)Click Apply.Modeling Aeroacoustics for a Helmholtz Resonator Using the Direct Method(CAA)(e)Read the scheme?le(stptmstp4.scm).File?→Read?→Sc heme...This?le activates a alternative convergence criteria.For acoustic simulationswith CAA it is obligatory that the pressure is completely converged at the recieverposition.FLUENT compares the monitor quantities within the last n-de?ned it-erations to judge if the deviation is smaller than a y-de?ned deviation.(f)Specify the number of previous iterations from which monitor values of eachquantity used are saved and compared to the current(latest)value(include theparanthesis):(set!stptmstp-n5)(g)Specify the relative(the smaller of two values in any comparison)di?erenceby which any of the older monitor values(for a selected monitor qauntity)maydi?er from the newest value:(set!stptmstp-maxrelchng1.e-02)(h)De?ne the execute commands.Solve?→Execut e Commandsi.Enter(stptmstp-resetvalues)for the?rst command and selectTime Stepfrom the drop-down list.ii.Enter(stptmstp-chckcnvrg"/report/surface-integrals vertex-avg point-1 ()pressure")and select Iteration from the drop-down list.iii.Click OK.(i)Click Iterate to start the calculations.The iterations will take a long time to complete.You can skip this simulation af-ter few time steps and read the?les(transient.cas.gz and transient.dat.gz)provided with this tutorial.These?les contain the data for the?ow time of0.22seconds.As seen in Figures4and5,no pressure?uctuations are present at thisstage.The oscillations of the static pressure at both monitor points has reacheda constant value.The RANS-simulation is a good starting point for Large Eddy Simulation.Ifyou choose to use the steady solution as initial condition for LES,use the TUIcommand/solve/initialize/init-instantaneous-vel provides to get a more realisticinstantaneous velocity?eld.The usage of LES for acoustic simulations is obliga-tory.The next two pictures compare the static pressure obtained with RANS andLarge Eddy Simulation for a complete simulation until0.525seconds.Obviously,the k-epsilon model underpredicts the strong pressure oscillation after reachinga dynamically steady state(>0.3s)due to its dissipative character.Under-predicted pressure oscillations lead to underpredicted sound pressure level whichmeans the acoustic noise is more gentle.Modeling Aeroacoustics for a Helmholtz Resonator Using the Direct Method(CAA)Figure4:Convergence History of Static Pressure on Point-1(Transient)Figure5:Convergence History of Static Pressure on Point-2(Transient)Modeling Aeroacoustics for a Helmholtz Resonator Using the Direct Method(CAA) Step5:Enable Large Eddy Simulation1.Enter the following TUI command in the FLUENT console:(rpsetvar’les-2d?#t)2.Enable large eddy simulation e?ects.The k-epsilon model cannot resolve very small pressure?uctuations for aeroacousticdue to its dissipative e Large Eddy Simulation to overcome this problem.De?ne?→Models?→Viscous...(a)Enable Large Eddy Simulation(LES)in the Model list.(b)Enable WALE in the Subgrid-Scale Model list.(c)Click OK to close the Viscous Model panel.An Information panel will appear,warning about bounded central-deferencing be-ing default for momentum with LES/DES.Modeling Aeroacoustics for a Helmholtz Resonator Using the Direct Method(CAA)(d)Click OK to close the Information panel.3.Retain default discretization schemes and under-relaxation factors.Solve?→Controls?→Solution...4.Enable writing of two surface monitors and specify?lenames as monitor-les-1.out andmonitor-les-2.out for monitor plots of point-1and point-2respectively.Solve?→Monitors?→Surface...To account for stochastic components of the?ow,FLUENT provides two algorithms.These algorithms model the?uctuating velocity at velocity inlets.With the spec-tral synthesizer the?uctuating velocity components are computed by synthesizing adivergence-free velocity-vector?eld from the summation of Fourier harmonics.5.Enable the spectral synthesizer.De?ne?→Boundary Conditions...(a)Select inlet in the Zone list and click Set....i.Select Spectral Synthesizer from the Fluctuating VelocityAlgorithm drop-downlist.ii.Retain the default values for other parameters.iii.Click OK to close the Velocity Inlet panel.(b)Close the Boundary Conditions panel.Modeling Aeroacoustics for a Helmholtz Resonator Using the Direct Method(CAA) Typically it takes a long time to get a dynamically steady state.Additionally,thesimulated(and recorded for FFT)?ow time depends on the minimum frequency in thefollowing relationship:flowtime=10minimumfrequency(1)The standard transient scheme(iterative time advancement)requires a considerable amount of computaional e?ort due to a large number of outer iterations performed for each time-step.To accelerate the simulation,the NITA(non-iterative time advance-ment)scheme is an alternative.6.Set the solver parameters.De?ne?→Models?→Solver...(a)Enable Non-Iterative Time Advancement in the Transient Controls list.(b)Click OK to close the Solver panel.7.Set the solution parameters.Solve?→Controls?→Solution...(a)Select Fractional Step from the Pressure-Velocity Coupling drop-down list.(b)Click OK to close the Solution Controls panel.8.Disable both the execute commands.Solve?→Execute Commands...9.Continue the simulation with the same time step size for1500time steps to get adynamically steady solution.10.Write the case and data?les(unsteady-?nal.cas.gz and unsteady-?nal.dat.gz).File?→Write?→Case&Data...Modeling Aeroacoustics for a Helmholtz Resonator Using the Direct Method(CAA)Figure6:Convergence History of Static Pressure on Point-1(Transient)Figure7:Convergence History of Static Pressure on Point-2(Transient)Modeling Aeroacoustics for a Helmholtz Resonator Using the Direct Method(CAA) Step6:Postprocessing1.Display the contours of static pressure to visualize the eddies near the ori?ce.2.Enable the acoustics model.De?ne?→Models?→Acoustics...(a)Enable Ffowcs-Williams&Hawkings from the Model selection list.(b)Retain the default value of2e-05Pa for Reference Acoustic Pressure.To specify a value for the acoustic reference pressure,it is necessary to activatethe acoustic model before starting postprocessing.(c)Retain default settings for other parameters.(d)Click OK to accept the settings.A Warning dialog box appears.This is an informative panel and will not a?ectthe postprocessing results.(e)Click OK to acknowledge the information and close the Warning panel.3.Plot the sound pressure level(SPL).Plot?→FFT...Modeling Aeroacoustics for a Helmholtz Resonator Using the Direct Method(CAA)(a)Click Load Input File...button.(b)Select monitor plot?le for Point-1(monitor-les-1.out).(c)Click Plot/Modify Input Signal....i.Select Clip to Range,in the Options list.ii.Enter0.3for Min and0.5for Max in the X Axis Range group box.Modeling Aeroacoustics for a Helmholtz Resonator Using the Direct Method(CAA)iii.Select Hanning in the Window drop-down list.Hanning shows good performance in frequency resolution.It cuts the timerecord more smoothly,eliminating discontinuities that occur when data iscut o?.iv.Click Apply/Plot and close the Plot/Modify Input Signal panel.(d)Select Sound Pressure Level(dB)from the Y Axis Function drop-down list.(e)Select Frequency(Hz)in the X Axis Function drop-down list.(f)Click Plot FFT to visualize the frequency distribution at Point-1.(g)Select Write FFT to File in the Options list.Note:Plot FFT button will change to Write FFT.(h)Click Write FFT and specify the name of the FFT?le in the resulting Select Filepanel.(i)Similarly write the FFT?le for monitor plot for point-2(Figure9).Modeling Aeroacoustics for a Helmholtz Resonator Using the Direct Method(CAA)Figure8:Spectral Analysis of Convergence History of Static Pressure on Point-1Figure9:Spectral Analysis of Convergence History of Static Pressure on Point-2Modeling Aeroacoustics for a Helmholtz Resonator Using theDirect Method(CAA) In Figures8and9,the sound pressure level(SPL)peak occurs at125Hz which isclose to the analytical estimation.Considering that this tutorial uses a slightly largetime step and a2D geometry,the result is?ne.pare the frequency spectra at point-1and point-2.Plot?→File...(a)Click Add...and select two FFT?les(point-1-fft.xy and point-2-fft.xy)that you have saved in the previous step.(b)Click Plot to visualize both spectra in the same window(Figure10).Note that the peak for Point-1is a little higher than for Point-2.This is due to the dissipative behaviour of the sound in the domain.The bigger the distance between the reciever point and the noise source,the bigger is the dissipation of sound.This is the reason,why we use CAA method only for near?eld calculations.Figure10:Comparison of Frequency Spectra at Point-1and Point-2A second issue is the dissipation of sound due to the in?uence of the grid size.This appliesespecially for which the wave lengths are very short.Thus,a too coarse mesh is not capable of resolving high frequencies correctly.In the present example,the mesh is rather coarse in the far-?eld.Thus,the discrepancy between both spectra is more evident in the high frequency range.This behaviour can be seen in Figure11.For high frequencies,the monitor for Point-1generates much fewer noise than monitor for Point-2due to coarse grid resolution.Modeling Aeroacoustics for a Helmholtz Resonator Using the Direct Method(CAA)Figure11:Spectral Analysis of Convergence history of Static Pressure The deviation of sound pressure level between the?rst two maximum peaks(50Hz and132 Hz)is quite small.Thepostprocessing function magnitude in fourier transform panel is similar to the root mean square value(RMS)of the static pressure at these frequencies.We can use the RMS value to derive the amplitude of the pressure?uctuation which is responsible for the SPL-peak.The resolution of frequency spectra is limited by the temporal discretization.With the temporal discretization,the maximum frequency isf max=12 t(2)This frequency is de?ned as Nyquist frequency.It is the maximum educible frequency.T o resolve up to f max the maximum allowable time step size isf max=12×f max(3)Modeling Aeroacoustics for a Helmholtz Resonator Using the Direct Method(CAA)Figure12:Spectral Analysis of Convergence History of Static Pressure on Point-1An instability of the?uid motion coupled with an acoustic resonance of the cavity(helmholtz resonator)produces large pressure?uctuations(at132Hz).Compared to this dominanthelmholtz resonance the pressure?uctuation at50Hz is quite small.Modeling Aeroacoustics for a Helmholtz Resonator Using the Direct Method(CAA)Figure13:Spectral Analysis of Convergence History of Static Pressure on Point-2SummaryAeroacoustic simulation of Helmholtz resonator has been performed using k-epsilon model and Large Eddy Simulation model.The advantage of using LES model has been demon-strated.You also learned how the sound dissipation occurs in the domain by monitoring sound pressure level at two di?erent points in the domain.The importance of using CAA method has also been explained.。
大涡模拟的原理
大涡模拟的原理
大涡模拟（LES）是一种计算流体力学（CFD）方法，用于模拟流动中的大尺度涡旋行为。
相比于传统的雷诺平均纳维-斯托克斯（RANS）方法，LES可以更准确地捕捉流动中的湍流结构。
LES将流动场分解
为大尺度涡旋和小尺度涡旋，大尺度涡旋被直接模拟，而小尺度涡旋则被认为是一种随机噪声，并通过子网格模型（SGS）计算。
LES方法的基本原理是通过在时间和空间上对流场进行分解，将大尺度的湍流结构通过直接数值模拟（DNS）进行计算，而小尺度的
结构则通过SGS模型计算。
LES方法在时间上的分解通常采用滤波器方法，通过对流场进行滤波来分离大尺度结构和小尺度结构。
在空间上的分解通常采用泰勒级数展开，将流场分解为平均流量和流量扰动。
LES方法的优点是可以提供更准确的流场预测，适用于需要对湍流结构进行精细分析的复杂流动问题。
同时，LES方法也存在一些挑战，如计算成本高和需要更高的计算资源等问题。
因此，LES方法通常适用于高性能计算领域和需要进行高精度模拟的工程和科学研究
领域。
- 1 -。
基于Fluent的室内空调布置方式的研究及仿真
科技创新TECHNOLOGICAL INNOVATION0971室内空气气流组织方式调研1.1室内空气气流组织方式随着社会发展，人们对环境的舒适度要求越来越高。
日常生活中会出现这样的情况，相同条件下，送、回风方式不同，会对空调效果产生不同的影响。
因此，在空调房内合理布置送、回风口，进而使得工作区形成比较均匀而稳定的温湿度、气流速度、洁净度等，以满足人们对房间舒适度的需求[1]。
一般来说，室内气流按照送、回风方式的变化分为四种形式：混合流、短流、置换流、活塞流，其中，活塞流在实际生活中很少应用。
通过对三种通风方式的调研可知，置换通风具有较高的通风效率，同时保证室内工作区实现较高的空气品质和热舒适性。
1.2国内室内气流组织研究基于空调的实际应用情况，很多国内外学者都曾针对气流组织与舒适性之间的关系开展了大量的研究。
其中，国内学者主要通过调研、实验或模拟的方法，对不同通风方式进行模拟分析，为工程实际提供参考。
比如，贾庆贤采用调查分析的方式，对自然风和机械风两种吹风模式进行了对比分析；袁东升通过数值模拟，提出同侧上送下回的送风方式更有利于产生理想的室内气流；赵云超考虑送风的角度和风速对气流的影响，并通过模拟的方式得到了合理数据；李萌颖模拟了家用分体式空调器工作时有无新风对室内气流的影响。
2数值模拟方式调研2.1国外数值模拟研究进展国外学者基于理论研究，早在1970年就有丹麦的学者Nielse PV首次运用计算流体力学（Computational Fluid Dynamics, CFD）技术计算出了室内气流的射流速度，其结果与实验数据相差不大。
1976年Chen基于三维计算，使用原始变量法模拟出了三维室内气流的运动。
1983年Martin考虑采用CFD技术来优化大空间空调系统的设计，并计算出某大空间（电视播送室）内的室内气流分布情况。
1984年Ishihu和Kaneki利用CFD 技术，通过分析室内污染物浓度的分布，研究如何提高室内通风效率问题。
Fluent湍流模型小结（5篇）
Fluent湍流模型小结（5篇）第一篇：Fluent 湍流模型小结Fluent 湍流模型小结湍流模型目前计算流体力学常用的湍流的数值模拟方法主要有以下三种：⌝直接模拟（direct numerical simulation, DNS）直接数值模拟（DNS）特点在湍流尺度下的网格尺寸内不引入任何封闭模型的前提下对Navier-Stokes方程直接求解。
这种方法能对湍流流动中最小尺度涡进行求解，要对高度复杂的湍流运动进行直接的数值计算，必须采用很小的时间与空间步长，才能分辨出湍流中详细的空间结构及变化剧烈的时间特性。
基于这个原因，DNS目前仅限于相对低的雷诺数中湍流流动模型。
另外，利用DNS模型对湍流运动进行直接的数值模拟对计算工具有很高的要求，计算机的内存及计算速度要非常的高，目前DNS模型还无法应用于工程数值计算，还不能解决工程实际问题。
⌝大涡模拟(large eddy simulation, LES)大涡模拟（LES）是基于网格尺度封闭模型及对大尺度涡进行直接求解N-S方程，其网格尺度比湍流尺度大，可以模拟湍流发展过程的一些细节，但其计算量仍很大，也仅用于比较简单的剪切流运动及管流。
大涡模拟的基础是：湍流的脉动与混合主要是由大尺度的涡造成的，大尺度涡是高度的非各向同性，而且随流动的情形而异。
大尺度的涡通过相互作用把能量传递给小尺度的涡，而小尺度的涡旋主要起到耗散能量的作用，几乎是各向同性的。
这些对涡旋的认识基础就导致了大涡模拟方法的产生。
Les大涡模拟采用非稳态的N-S方程直接模拟大尺度涡，但不计算小尺度涡，小涡对大涡的影响通过近似的模拟来考虑，这种影响称为亚格子Reynolds应力模型。
大多数亚格子Reynolds模型都是将湍流脉动所造成的影响用一个湍流粘性系数，既粘涡性来描述。
LES对计算机的容量和CPU的要求虽然仍然很高，但是远远低于DNS方法对计算机的要求，因而近年来的研究与应用日趋广泛。
fluent计算模拟涡
fluent计算模拟涡模拟涡是一种数值计算方法，用于模拟流体力学问题中的流动现象。
它基于Navier-Stokes方程和其他物理方程，通过数值方法求解来模拟流体的运动和变化。
模拟涡（Fluent）是由美国ANSYS公司开发的一套计算流体力学（CFD）软件。
该软件提供了一个强大的求解器，可以解决各种流体流动和传热问题。
模拟涡在工业和科学研究中被广泛使用，可以模拟汽车空气动力学，航空航天工程，建筑空气流动等各个领域的问题。
在模拟涡中，流体力学问题通常通过网格划分来离散化。
网格划分将流体域划分为无数的小单元，每个单元上都有一组方程需要求解。
模拟涡使用有限体积法来离散化这些方程。
有限体积法将每个单元看作一个体积，然后在每个单元内应用守恒方程，以计算流体在该单元内的变化。
在模拟涡中，Navier-Stokes方程被用来描述流体的运动和变化。
这是由质量守恒、动量守恒和能量守恒方程组成的一组偏微分方程。
通过求解这些方程，可以得到流体的速度、压力和温度分布。
模拟涡还可以考虑流体与固体之间的相互作用，例如在汽车空气动力学中，可以模拟车辆的气流与车身之间的相互影响。
在模拟涡中，常用的边界条件有壁面摩擦、入流边界条件和出流边界条件等。
模拟涡还提供了不同的求解方法，如迭代法和隐式法。
迭代法是一种迭代求解方法，通过反复迭代来逼近求解的结果。
而隐式法是一种直接求解方法，可以在一个时间步长内直接计算出解。
模拟涡还可以进行流体的可视化，通常使用流线图、等值线图和矢量图等来显示流体的速度和压力分布。
这些图形可以帮助工程师和科学家更好地理解流体的运动和变化。
总的来说，模拟涡是一种强大的数值计算方法，可以模拟流体力学中的流动现象。
它通过数值方法求解Navier-Stokes方程和其他物理方程，以模拟流体的运动和变化。
模拟涡在工业和科学研究中得到了广泛的应用，可以解决各种流体流动和传热问题。
fluent 大涡模拟 分子热通量
fluent 大涡模拟分子热通量
大涡模拟是一种流体力学数值模拟方法，用于研究流动中的湍流现象。
它基于将湍流现象分解为大尺度涡旋和小尺度湍流结构的概念，并对大尺度涡旋进行直接数值模拟。
通过这种方法可以有效地模拟湍流现象，提供详细的流动信息。
分子热通量是指在流体中分子之间的热传递。
在大涡模拟中，分子热通量是通过模拟热传导和湍流传热来计算的。
热传导是指通过分子之间的碰撞传递热量，而湍流传热是指通过湍流涡旋的运动将热量从高温区域转移到低温区域。
在大涡模拟中，利用数值方法求解流体的质量、动量和能量守恒方程，并通过数值方法模拟流体中的湍流现象。
通过模拟流体中的湍流结构，可以计算分子热通量的分布和传递过程，获得详细的流动和热传递信息。
总之，大涡模拟能够提供分子热通量的信息，使得我们能够更加深入地理解和研究流体中的湍流现象和热传递过程。
fluent计算讨论
fluent计算讨论建议大家一起讨论一下湍流边界条件该如何设置本人也是刚刚接触Fluent系列软件不久，在应用它来求解CFD问题时遇到了不少问题，也得到了很多宝贵经验，其中湍流边界条件的设置就是一个很棘手的问题。
最近对该问题总结经验如下：在入口、出口或远场边界流入流域的流动，FLUENT需要指定输运标量的值。
本节描述了对于特定模型需要哪些量，并且该如何指定它们。
也为确定流入边界值最为合适的方法提供了指导方针。
使用轮廓指定湍流参量在入口处要准确的描述边界层和完全发展的湍流流动，你应该通过实验数据和经验公式创建边界轮廓文件来完美的设定湍流量。
如果你有轮廓的分析描述而不是数据点，你也可以用这个分析描述来创建边界轮廓文件，或者创建用户自定义函数来提供入口边界的信息。
一旦你创建了轮廓函数，你就可以使用如下的方法：λSpalart-Allmaras模型：在湍流指定方法下拉菜单中指定湍流粘性比，并在在湍流粘性比之后的下拉菜单中选择适当的轮廓名。
通过将m_t/m和密度与分子粘性的适当结合，F LUENT为修改后的湍流粘性计算边界值。
λk-e模型：在湍流指定方法下拉菜单中选择K和Epsilon并在湍动能（Turb. Kinetic E nergy）和湍流扩散速度（Turb. Dissipation Rate）之后的下拉菜单中选择适当的轮廓名。
λ雷诺应力模型：在湍流指定方法下拉菜单中选择K和Epsilon并在湍动能（Turb. Kin etic Energy）和湍流扩散速度（Turb. Dissipation Rate）之后的下拉菜单中选择适当的轮廓名。
在湍流指定方法下拉菜单中选择雷诺应力部分，并在每一个单独的雷诺应力部分之后的下拉菜单中选择适当的轮廓名。
湍流量的统一说明在某些情况下流动流入开始时，将边界处的所有湍流量指定为统一值是适当的。
比如说，在进入管道的流体，远场边界，甚至完全发展的管流中，湍流量的精确轮廓是未知的。
大涡模拟的fluent算例
Introduction:This tutorial demonstrates how to model the2D turbu-lentflow across a circular cylinder using LES(Large Eddy Simula-tion),and computeflow-induced noise(aero-noise)using FLUENT’s acoustics model.In this tutorial you will learn how to:•Perform2D Large Eddy Simulation(LES)•Set parameters for an aero-noise calculation•Save surface pressure data for an aero-noise calculation•Calculate aero-noise quantities•Postprocess an aero-noise solutionPrerequisites:This tutorial assumes that you are familiar with the menu structure in FLUENT,and that you have solved or read Tu-torial1.Some steps in the setup and solution procedure will not be shown explicitly.Problem Description:The problem considers turbulent airflow over a2D circular cylinder at a free stream velocity U of69.19m/s.The cylinder diameter D is1.9cm.The Reynolds number based on theflow parameters is about90000.The computational do-main(Figure3.0.1)extends5D upstream and20D downstream of the cylinder,and5D on both sides of it.If the computational domain is not taken wide enough on the downstream side,so that no reversedflow occurs,the accuracy of the aero-noise prediction may be affected.The rule of thumb is to take at least20D on the downstream side of the obstacle.c Fluent Inc.June20,20023-1Aero-Noise Prediction of Flow Across a Circular CylinderAero-Noise Prediction of Flow Across a Circular Cylindernoise.msh.File−→Read−→Case...As FLUENT reads the gridfile,it will report its progress in the console window.2.Check the grid.Grid−→CheckFLUENT will perform various checks on the mesh and will report the progress in the console window.Pay particular attention to the reported minimum volume.Make sure this is a positive number.3.Scale the grid.Grid−→Scale...(a)Under Units Conversion,select cm in the Grid Was Created indrop-down list.(b)Click on Scale.4.Display the grid.Display−→Grid...(a)Display the grid with the default settings(Figure3.0.2).(b)Use the middle mouse button to zoom in on the image so youcan see the mesh near the cylinder(Figure3.0.3).Quadrilateral cells are used for this LES simulation becausethey generate less numerical diffusion than triangular cells.Cell size should also be small enough to make numerical dif-fusion much smaller than subgrid scale turbulence viscosity.Extra:You can use the right mouse button to check which zone number corresponds to each boundary.If you clickthe right mouse button on one of the boundaries in thegraphics window,its zone number,name,and type will beprinted in the FLUENT console window.This feature is c Fluent Inc.June20,20023-3Aero-Noise Prediction of Flow Across a Circular CylinderAero-Noise Prediction of Flow Across a Circular CylinderAero-Noise Prediction of Flow Across a Circular CylinderAero-Noise Prediction of Flow Across a Circular CylinderAero-Noise Prediction of Flow Across a Circular CylinderAero-Noise Prediction of Flow Across a Circular CylinderAero-Noise Prediction of Flow Across a Circular CylinderAero-Noise Prediction of Flow Across a Circular CylinderAero-Noise Prediction of Flow Across a Circular CylinderAero-Noise Prediction of Flow Across a Circular CylinderAero-Noise Prediction of Flow Across a Circular Cylindernoise1.cas/dat).File−→Write−→Case&data...You can skip items9-12to avoid the time-consuming calculationsnecessary to get the“dynamically steady state”flowfield.Instead,you can read the corresponding case and datafiles(cylnoise1.cas/dat).See Chapter28of the User’s Guide for more information on using3-14c Fluent Inc.June20,2002Aero-Noise Prediction of Flow Across a Circular CylinderAero-Noise Prediction of Flow Across a Circular Cylindernoise2.cas/dat).File−→Write−→Case&Data...Step7:Aero-Noise Calculation1.Save surface pressure variation data.(a)Set up the schemefile and user-defined functions(UDFs)foraero-noise calculation.i.Read the schemefile,normally located in the lib directory,to create the Acoustic-Parameters panel.File−→Read−→Scheme...ii.Select acousticAero-Noise Prediction of Flow Across a Circular CylinderAero-Noise Prediction of Flow Across a Circular Cylindernoisenoise noisenoisenoise whole for the File Name to Read Surface Pressure.FLUENT’s aero-noise calculation module operates on asinglefile of surface pressure data at a time.If the surfacepressure data is saved in separatefiles,you may want toconcatenate them into one singlefile.3-18c Fluent Inc.June20,2002Aero-Noise Prediction of Flow Across a Circular Cylinderacousticpowerpower db.xy for the File Name to Power Spectrum in dB Unit.(c)Changefile name for the surface monitor.Solve−→Monitor−→Surface...i.Click on Define next to monitor-1ii.In the Define Surface Monitor panel,change the name of the monitor from monitor-point-behind-pres1-1.outto monitor-point-behind-pres4-1.out.(d)Save case and datafiles(cylnoise4.cas/dat).File−→Write−→Case&Data...(g)Exit FLUENTFile−→ExitIt is necessary to exit parallel FLUENT because the followingaero-noise calculation is performed with an Execute On De-mand UDF,which can only be used in the serial version ofthe solver.2.Calculate aero-noise(a)Start the serial version of FLUENT.c Fluent Inc.June20,20023-19Aero-Noise Prediction of Flow Across a Circular Cylinderpar.scm).File−→Read−→Scheme...(c)Read case and datafiles(cylnoise noise noise noise noise noisenoise whole.If you did not perform the calculation to write thefiles thatwill be used in this step,you can continue by using the corre-spondingfiles provided in the documentation CD.(e)Use the Execute On Demand UDF to perform the aero-noisecalculation.Define−→User-Defined−→Execute On Demand...(f)Select the cal-sound UDF and click Execute.Note:There is a limit to the minimum number of time steps ac-cording to the sound calculation scheme.The minimum num-ber of time steps needs to be larger than n=T/dt,where Tis the propagation time through a distance L,roughly equalto the length scale of the sound generating wall,and dt is thetime step size applied in the unsteady calculation.If the givennumber of time steps for cal-sound is smaller than the requiredminimum number,a warning will be printed on FLUENT’sconsole window,along with the indication of the minimumnumber<n>of time steps requiredWarning:Number of Time Steps of The Input Surface Data Must be Larger Than:<n>.3-20c Fluent Inc.June20,2002Aero-Noise Prediction of Flow Across a Circular Cylinder1.69e+021.52e+021.35e+021.19e+021.02e+028.49e+016.80e+015.12e+013.43e+011.75e+016.49e-01Figure3.0.7:Velocity Vectors2.Display contours of static pressure at the current time step(Fig-ure3.0.8).Display−→Contours...3.Inspect the Sound Pressure Level(SPL)value.The the value ofsound intensity in units of W/m2and its alternative expression in dB are printed in the FLUENT console window after the execution of the cal-sound UDF,and areIntensity=4.060634e+00(W/m2)SPL=1.261719e+02(dB)c Fluent Inc.June20,20023-21Aero-Noise Prediction of Flow Across a Circular Cylinder3.91e+031.78e+03-3.56e+02-2.49e+03-4.62e+03-6.75e+03-8.89e+03-1.10e+04-1.32e+04-1.53e+04-1.74e+04Figure3.0.8:Static Pressure Contours4.Plot Acoustic Pressure variation(Figure3.0.9).Plot−→File...(a)Click on Add.(b)Select thefile cyl pres.xy and click OK.Remember to delete thefiles you do not want to display from theFiles list.5.Plot Power Spectrum of sound pressure(Figure3.0.10).(a)Power Spectrum in units of P a2.Plot−→File...i.Click on Add.ii.Select thefile cyl spectrum.xy and click OK.Figure3.0.10shows a frequency range of0−2000Hz,withmajor and minor rules turned on.From thisfigure it can be 3-22c Fluent Inc.June20,2002Aero-Noise Prediction of Flow Across a Circular CylinderAero-Noise Prediction of Flow Across a Circular Cylinderpower db.xy and click OK .Frequency (Hz)5.00e+016.00e+017.00e+018.00e+019.00e+011.00e+021.10e+021.20e+0201e+032e+033e+034e+035e+036e+037e+038e+039e+031e+04Power Spectrum (dB)Figure 3.0.11:Plot of Power Spectrum of Sound Pressure.Figure 3.0.11shows a frequency range of 0−10kHz .6.Inspect Surface Dipole Strength.(a)Display contours of Surface Dipole Strength on surface cylin-der (Figure 3.0.12).Display −→Contours...i.In the Contours Of drop-down lists,select User-DefinedMemory and udm-0.ii.Turn offNode Values .3-24cFluent Inc.June 20,2002Aero-Noise Prediction of Flow Across a Circular Cylinder4.13e+053.72e+053.31e+052.89e+052.48e+052.07e+051.65e+051.24e+058.25e+044.12e+04-1.94e+02Figure3.0.12:Contour of Surface Dipole Strengthiii.Click on Display.The value of Surface Dipole Strength for each cell face is storedfor the center of the face on the cylinder wall.Surface DipoleStrength is the distribution of unit area contribution on thesound generating surface to the intensity of sound measuredat the observer’s location.(b)Plot Surface Dipole Strength(udm-0)on surface cylinder(Fig-ure3.0.13).Plot−→XY Plot...Figure3.0.13shows Surface Dipole Strength distribution onboth the upper and lower half cylinder faces.Extra:Once theflow simulation reaches a“dynamically steady state”, the accuracy for predicting Sound Pressure Level(SPL)and Power Spectrum is usually dependent on the number of time steps used.LES requires a mesh size as small as the length scale of eddies in the inertial sub-range.The corresponding time step size is calcu-c Fluent Inc.June20,20023-25Aero-Noise Prediction of Flow Across a Circular CylindercylinderFigure3.0.13:Plot of Surface Dipole Strengthlated by dt=Cdx/U,where C is the Courant number,and thus isvery small compared with the period T of the dominating acousticwave component(i.e.that corresponding to the frequency of thehighest peak in the power spectrum).For an accurate aero-noiseprediction,at least10periods of the dominating wave componentare required for sampling.The number of time steps for this re-quirement can be roughly estimated for theflow over the cylinder.In a certain Reynolds number range(roughly Re<50000),theStrouhal number(St=fD/U)for the dominating frequency f isabout0.2.Therefore,the period is T=D/0.2/U.From the aboveequations,the number of time steps for each period can be calcu-lated as N=T/dt=5/CD/dx.In LES,the ratio between thedomain scale D and the typical cell size dx can easily be50-100.As an example,if C is taken as order of1,N can be as high as250-500for each period.For40periods,10000-20000time stepsmay be required.Summary:This tutorial demonstrated how to set up and calculate an aero-noise problem for theflow around a cylinder,using the2D LES 3-26c Fluent Inc.June20,2002Aero-Noise Prediction of Flow Across a Circular CylinderAero-Noise Prediction of Flow Across a Circular Cylinder。
les大涡模拟亚格子应力项计算公式
les大涡模拟亚格子应力项计算公式摘要：1.引言2.Les大涡模拟简介3.亚格子应力项计算公式4.公式推导与解释5.公式应用与案例分析6.总结与展望正文：【引言】在流体力学领域，LES（Large Eddy Simulation，大涡模拟）是一种重要的数值模拟方法。
它通过对流场中的大尺度湍流结构进行直接模拟，同时采用亚格子模型来描述小尺度湍流结构，从而在很大程度上提高了模拟的真实性和可靠性。
在LES方法中，亚格子应力项的计算是一个关键问题。
本文将介绍一种计算亚格子应力项的公式，并对该公式进行推导与解释。
【Les大涡模拟简介】LES方法是在Eddy涡旋尺度相似原理基础上发展起来的。
在LES模拟中，流场被分为两部分：大尺度湍流结构（由直接模拟得到）和亚格子尺度湍流结构（由亚格子模型描述）。
大尺度结构通常占主导地位，而亚格子结构则负责传递能量和动量。
通过LES模拟，我们可以更好地了解流场中的湍流特性，为工程应用和科学研究提供有力支持。
【亚格子应力项计算公式】在LES方法中，亚格子应力项是指在网格尺度上计算的两个相邻网格节点之间的应力差。
为了准确计算亚格子应力项，研究者们提出了多种计算公式。
本文将介绍一种较为常见的亚格子应力项计算公式：σij = 1/2 (ui*uj - uj*ui)其中，ui和uj分别表示相邻网格节点上的速度分量，σij为亚格子应力项的分量。
【公式推导与解释】该公式的推导过程相对简单，这里不再详细介绍。
需要注意的是，该公式基于以下两个假设：1.湍流场中，速度分量的变化具有较强的各向同性特性；2.亚格子应力项的主要贡献来自于相邻网格节点之间的速度差异。
这两个假设在大多数情况下都具有一定的合理性，可以保证公式在一定程度上的准确性。
【公式应用与案例分析】接下来，我们通过一个简单案例来说明如何使用该公式计算亚格子应力项。
假设有一个二维湍流场，其速度分布具有以下形式：u(x, y) = (1, 0) + (0.5, 0.5) * sqrt(2 * pi * x) * exp(-(x^2 + y^2) / 2) v(x, y) = (0, 1) + (0.5, 0.5) * sqrt(2 * pi * y) * exp(-(x^2 + y^2) / 2) 我们可以通过LES方法计算该湍流场中的亚格子应力项。
浅谈大涡模拟
浅谈大涡模拟摘要:湍流流动是一种非常复杂的流动，数值模拟是研究湍流的主要手段，现有的湍流数值模拟的方法有三种：直接数值模拟、大涡模拟和雷诺平均模型。
本文主要是介绍大涡模拟,大涡模拟的思路是:直接数值模拟大尺度紊流运动,而利用亚格子模型模拟小尺度紊流运动对大尺度紊流运动的影响.大涡模拟在计算时间和计算费用方面是优于直接数值模拟的,在信息完整性方面优于雷诺平均模型.本文还介绍了对N—S方程过滤的过滤函数和一些广泛使用的亚格子模型，最后简单对一些大涡模拟的应用进行了阐述。
关键词:计算流体力学；湍流;大涡模拟；亚格子模型ﻬA simple study of Lａrge EddｙＳｉmｕlationDIＮG Puxian(Centrａl South University, Ｓcｈool of Eｎergy ＳciｅｎcｅaｎｄPowｅｒEｎgiｎeering,Chaｎgｓｈa, Hｕnan, ４１00８3)Abｓtracｔ:Tｕrbulentｆlow iｓa vｅry ｃomplex flow，anｄnumerｉｃａl simｕlatｉon ｉs the m ａin ｍeａns to study ｉt．Ｔhere aｒe tｈree nｕｍeriｃａl simuｌation mｅｔhｏｄs:dirｅｃt numer ｉcal sｉmulation，ｌarｇeｅddy ｓimulａtiｏn,Ｒｅynｏlds averageｄＮavier—Stokｅs metｈｏd. La ｒge ｅddｙsimulation (LＥＳ）ｉs mainly introdｕｃed in ｔhis paper。
The main idｅa of LEＳis thａt larｇe edｄｉｅｓａrｅresoｌved dirｅctｌｙandｔhｅeffeｃt of thｅsmalｌｅｄdies on thｅlarge eｄdｉｅs is modeledｂy ｓuｂｇrid ｓｃａlｅｍodel。
大涡模拟的原理
大涡模拟的原理
大涡模拟（LargeEddySimulation，LES）是一种计算流体力学方法，用于模拟流体中的大尺度结构。
该方法是一种混合方法，将直接数值模拟（Direct Numerical Simulation，DNS）和雷诺平均纳维-斯托克斯方程（Reynolds-averaged Navier-Stokes equations，RANS）结合在一起。
LES在RANS的基础上引入了一个尺度过滤器，将小尺度湍流结构过滤掉，只保留大尺度结构，然后对这些大尺度结构进行直接数值模拟。
大涡模拟的关键在于过滤器的选择和设计。
过滤器需要根据所研究的流体问题的特点和要求进行选择，以确保过滤后的流场可以准确地反映大尺度结构。
此外，过滤器的设计也需要考虑计算资源的限制，以确保计算效率和准确性。
大涡模拟适用于许多工程和科学领域，如空气动力学、气象学、地球物理学、化学工程、燃烧学等。
相对于传统的雷诺平均方法，大涡模拟可以更准确地预测流体中的湍流结构，对于一些关键问题的研究具有重要意义。
- 1 -。
大涡模拟使用二阶格式
大涡模拟使用二阶格式大涡模拟（LES）是一种计算流体力学（CFD）技术，用于对湍流流动进行数值模拟。
LES使用二阶格式进行数值计算，以更准确地模拟湍流结构和湍流统计量。
LES是基于流体动力学方程组对流动进行模拟的。
这些方程组包括连续性方程、动量方程和能量方程。
对于LES来说，最重要的方程是Navier-Stokes方程，它描述了流体的运动和输运过程。
LES的目标是通过解Navier-Stokes方程来获得湍流流动的信息。
在LES中，流体运动被分解为大尺度涡旋和小尺度涡旋的叠加。
大尺度涡旋被认为是能影响流动的重要结构，而小尺度涡旋则被认为是对流动产生耗散的主要因素。
为了解析大尺度涡旋，LES采用了一种滤波器，用于去除小尺度湍流结构。
这样，LES可以模拟大尺度涡旋的动力学行为。
在LES中，二阶格式用于数值计算。
这意味着在离散的计算网格上，时间和空间都被分割成等距的点。
在时间上，二阶格式使用中心差分法，以保持数值格式的稳定性和准确性。
在空间上，二阶格式使用有限差分法，以近似表示连续物理量的导数。
在二阶格式中，时间和空间离散化的步长被选为最小的稳定步长，这样可以保持模拟的稳定性。
此外，二阶格式还通过纳维-斯托克斯方程的解来减小离散误差。
这使得LES能够在数值模拟中更准确地重建湍流结构。
对于LES来说，选择适当的网格分辨率非常重要。
过小的网格分辨率会导致计算结果的偏差，而过大的网格分辨率则会增加计算的复杂性和计算资源的需求。
因此，需要根据具体问题的需要选择适当的网格分辨率。
总之，大涡模拟使用二阶格式进行数值计算，以更准确地模拟湍流流动。
通过滤波器和二阶格式的组合，LES能够重建湍流结构，提供更可靠的湍流统计量和流动特性。
在实际应用中，LES已被广泛用于研究湍流流动，并取得了许多重要的科学发现和工程应用。
大涡模拟概述
'
G (x x ) {
1 0
6 r
2
| x | / 2 | x | / 2
/
2
r
x x
'
均匀过滤 器 过滤器
空间三维过滤器 微分过滤器
非均匀过滤 器
非均匀卷积型过滤器 1/ 非均匀盒式过滤器 G ( x x ) { 0 2阶精度可交换盒式过滤器 非均匀三维过滤器
二. 如何封闭过滤后的N-S方程 通过对亚网格应力不同的简化就构成了 不同的亚网格模型。
动态Smagorinsky模型 尺度相似模型 7
二、大涡模拟的基本思想
不可压缩牛顿流体x 方向瞬时量N-S方程：
u t u y
Du Dt F bx P x u
2
v
1 P
i i i '
过滤 前瞬 时变 量值
被过滤器平均化的小尺度变量 ——不可解尺度变量
过滤后的变量——可解尺度变 量，其湍流尺度大于∆
注意：这里的 不是时间 上的平均，而是在空间域上 的平均。
10
10
三、过滤函数
湍流脉动的过滤
过滤方法的种类：
均匀盒式过滤器 高斯过滤器 G ( x x ) Ae
ui t
x j
(u iu j )
1 p
xi
x j x j
(
ui
)
x j
(uiu j uiu j )
物理意义：亚网格 应力是可解尺度脉 动和过滤掉的小尺 度脉动（不可解尺 度脉动）间的动量 输运。
i i
可以看到滤波后的方程里除了有大尺度涡的未知量 u 和 p ，还出 现了新的未知量亚网格应力 u u u u ，这样，方程组就不能封闭， 需要构造模型使过滤后的N-S方程封闭。所构造的模型就是下面将要 介绍的亚网格模型。
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£ Principal
† Principal
W
Engineer, Fluent Inc., Lebanon N.H., Senior Member AIAA Engineer, Fluent Inc., Lebanon N.H.
1 of 12 American Institute of Aeronautics and Astronautics
Downloaded by HUAZHONG UNIVERSITY OF SCIENCE on November 7, 2013 | | DOI: 10.2514/6.2005-5253
Sung-Eun Kim£ and Boris Makarov†
Fluent Inc, Lebanon, New Hampshire, 03766, U.S.tionally intensive calculations such as the ones based on unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes (URANS) equations, large eddy simulation (LES) and, to a lesser degree, direct numerical simulation (DNS) beginning to be deployed for industrial applications nowadays, the cost of computing transient flows has become a pacing item in those endeavors. The computational cost of transient flow simulations is largely determined by the efficiency of the algorithms employed to advance numerical solutions in time. Explicit time-marching schemes have been widely used since the early days of computational fluid dynamics (CFD) for their low computational cost. However, the overall efficacy of explicit schemes is severely limited by the restriction on the allowable time-step size, especially for industrial applications mostly involving widely-varying mesh resolution and flow speed. In addition to the restriction on the time-step size imposed by the Courant-Friedrichs-Lewy (CFL) condition, in computations of viscous flows using explicit schemes, the time-step size is further limited by the restriction imposed by the diffusion time-scale of the flows which is typically more severe than the CFL-based one. Implicit time-advancement schemes allow one to use a much larger time-step size than explicit schemes, which makes them an attractive choice for industrial applications. With implicit schemes, the time-step size can be determined solely by the temporal resolution required to achieve a desired level of time accuracy. Implicit time-advancement schemes, however, incur a significant increase in the computational cost in both memory and CPU-time, inasmuch as the system of nonlinear, coupled implicit equations has to be solved at every time-step. For incompressible flows, the fractional-step method (FSM) - or projection method as it was originally called pioneered by Chorin 1 and its variants have been widely adopted. In the FSM, the momentum equations are decoupled from the continuity equation, in one way or another, with the aid of the mathematical technique called operatorsplitting or approximate factorization. Making numerical solutions of the Navier-Stokes equations more tractable, the FSM inevitably introduces a splitting error whose order and magnitude vary with the specific schemes employed in the splitting of the operators. In order to preserve the formal order of temporal accuracy innate in the time-discretization adopted (e.g., second-order), the FSM has often been employed in an iterative manner. In this iterative FSM, at
17th AIAA Computational Fluid Dynamics Conference 6 - 9 June 2005, Toronto, Ontario Canada
AIAA 2005-5253
An Implicit Fractional-Step Method for Efficient Transient Simulation of Incompressible Flows
Copyright © 2005 by Fluent Inc. Published by the American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., with permission.
Downloaded by HUAZHONG UNIVERSITY OF SCIENCE on November 7, 2013 | | DOI: 10.2514/6.2005-5253
each time step, the entire fractional steps comprising the solutions of the momentu