展向具有谐波型扰动的方柱旋涡分离流数值研究

基于Fourier谱方法和有限差分的混合方法,对方型截面柱体的分离流及非定常涡动力学进行数值研究,特别是展向具有谐波型几何扰动对流动演化及受力变化的影响.结果表明,当Re＝100～150,在未引入扰动的柱体上/下表面处(而非前缘)流动发生局部分离,并形成分离泡.流动分离点随Re数增加是逐渐从后缘前移到前缘附近.沿展向引入扰动后,当Re＝100时,在柱体表面产生流向与垂向涡量,甚至抑制了展向涡的发展.当波陡度(波高/波长)为0.167时,产生了类似于发夹涡的结构,此时柱体平均阻力系数和升力系数幅值分别减小了9%和98%.并讨论了相关的机制.     

突然起动圆柱的非定常绕流计算

本文用分区方法定量模拟高Re数情况下突然起动圆柱的初期对称流动。绕圆柱的二维不可压流场可分为无粘区、附着粘性区和分离区。无粘区有解析解，用非定常层流边界层方程解附着粘性区，用离散涡方法处理随时间变化的分离区。试用了混合的Rankine和Lamb涡模型及二次离散涡。给出了Re=300、9500两个算例，基本符合有关实验结果。     

跨声速压气机转子近失速工况非定常流动及相关机理研究

为了探究近失速工况下,跨声速压气机转子中非定常流动及相关流动机制,采用多通道全三维数值模拟方法对跨声速转子其内部流场进行了数值模拟,并利用已有的实验数据对计算结果进行了校核。对近失速工况探针监测结果的分析表明:流场中出现了非定常扰动,且扰动最活跃的区域位于近叶尖通道靠近叶片前缘的压力面侧;随着流量的降低,非定常扰动的幅值增大,波动周期变长。对近叶尖瞬态流场的分析表明:流场中的一个不同于泄漏涡的涡结构(命名为叶尖二次涡)的出现及其沿流向的发展诱发了非定常静压扰动,而且其强度随着流量的降低而增强,由此导致了非定常扰动的周期变长,振幅增加。伴随着叶尖二次涡强度的增加,叶顶通道的阻塞以及由叶尖二次涡诱发的“前缘溢流”也随之增强。因此,叶尖二次涡的出现及其强度的变化是影响该跨声速转子流动稳定性的主要因素之一。     

1.5级大子午扩张涡轮非定常流动和传热特性分析

大子午扩张涡轮端壁二次流与热负荷之间的关系,对于端壁冷却非常重要。本文采用几何约化法,对某1.5级大子午扩张涡轮进行数值模拟,研究了大子午扩张涡轮上端壁非定常流动和传热特性。计算结果表明：大子午扩张涡轮上通道涡尺度较大且位置发生改变,沿径向向下移动约20%叶高;R1出口泄漏涡、通道涡和尾迹是造成S2流动和传热非定常性的主要因素;传热与二次流密切相关,对传热研究必须与流动相结合。研究结果将有助于提高对大子午扩张涡轮端壁非定常流动和传热特性的认识。     

Baldwin-Lomax 模型在转静干涉流动中的应用

本文以拉格朗日方式研究叶轮机内动、静叶间的相互作用,通过直接跟踪流体涡团的时间历程,来描述流体的非定常流动过程。发展了代数湍流模型（Ｂａｌｄｗｉｎ－Ｌｏｍａｘ湍流模型）在尾迹中的应用方法,克服了其它数值方法中无法准确捕捉尾迹中心线的运动轨迹,以及计算出的边界层外的湍流涡粘性系数偏大的缺陷。用该方法对叶轮机内转子／静子相互作用过程进行了数值模拟,与实验的对照表明,该方法是可信的。数值结果还表明,采用该模型能正确地模拟出叶轮机内尾迹和各种旋涡等非定常因素的流动过程,从而为研究叶轮机内非定常流动及掺混过程提供了一个新途径。     

圆柱尾流中的二次分离及环量衰减问题

在圆柱绕流的非定常流动中,相应于旋涡的周期性脱落柱后的二次分离是周期性间断发生。二次涡的影响不能忽略。但对长时间流动的模拟还必须考虑尾涡的环量衰减。模拟Bluff Body流动有效的离散涡模型应包括二次分离及尾涡衰减两种机因。本文数值计算结果证明了上述结论。     

涡对与物体的相互作用研究

本文从非定常形式的Ｎ－Ｓ方程出发，采用有限差分法数值模拟了入射涡对与圆柱及翼型相互作用的流场结构，旨在分析讨论其复杂的非定常流动现象，如二次涡及三次涡的形成，多涡配对，非定常分离及剪切层的演化等，以及不同的物形及涡对与物体间不同的相对位置对影响。此外，文中还通过分析物面压力分布随时间的变化来探讨非常分离的流动特性。     

高负荷涡轮端区非定常流动相互作用研究

采用三维黏性非定常数值模拟方法研究了某型高压涡轮端区非定常流动相互作用,着重研究了上游静子尾迹与转子二次流的非定常作用机制,同时还分析了负荷分布、激波等对端区非定常流动的影响。结果表明,静子尾迹的非定常作用一定程度减小了转子轮毂二次流的径向涡量;尾迹对流向涡量的影响取决于尾迹沿叶高的分布,当吸力面一侧的尾迹具有与二次流方向相反的流向涡量时,二次流的流向涡量减小;非定常效应还使得转子叶片根部负荷略为减小,也一定程度上抑制了转子轮毂二次流的发展。此外,受静子尾缘激波的影响,转子叶片表面负荷分布发生明显的周期性变化,导致叶片表面承受较强的非定常力,在涡轮设计中必须考虑。另外,通过计算涡轮级中的熵增和熵产,定量地分析了端区非定常相互作用产生的损失,并得到了一些有意义的结论。     

基于分离涡模拟的起落架气动噪声研究

用基于SA湍流模式的非定常RANS、分离涡模拟(DES)和延迟分离涡模拟(DDES)分别对四轮基本起落架模型进行了数值模拟,并根据所得的非定常流场计算了表面声压级分布和声压谱。三种方法所用的时间成本大致相同,URANS略低于其它两种,而DDES由于在附着流动区更好地保持RANS特性,故时间成本略低于DES。计算显示,非定常RANS在附着流动区能够得到合理的结果,但不能准确刻画分离流动的流动形态。DES和DDES都能较好地刻画起落架绕流的定常和非定常特性,DDES的结果略好于DES。因为起落架流动属于大分离流动,所以DES也能够得到相对正确的结果。研究结果验证了分离涡模拟在起落架大分离非定常流动预测与噪声预测中的可行性,对减小起落架噪声的方法研究具有一定的意义。     

三角翼大迎角绕流特性数值模拟的网格处理技术研究

研究网格对三角翼大迎角绕流特性数值模拟的影响.结果表明,网格的生成需要结合流动现象,对网格拓扑结构和网格点分布进行选择与搭配.C-H型网格适宜模拟尖前缘分离涡流态,法向网格在一定范围内应等距增长,沿流向逆压梯度较大的区域内适当增加网格点,尾迹区网格则应做上翘处理.Euler方程具有模拟三角翼旋涡及预测涡破裂特性的能力,但对二次涡等粘性引起的流动细节把握能力不足.利用层流假设的N-S方程,通过合适的网格,也可得到满意的计算结果,但对涡破裂后的强烈非定常湍流流动模拟能力不足.采用旋涡螺旋度可准确反映主涡与二次涡流动,描述旋涡的破裂现象.用轴向速度迅速减小并小于来流速度的点作为涡破裂判据似应更合理.     

Computations of unsteady transonic flow over airfoil at low Reynolds number

Transonic flow over a thin airfoil at low Reynolds number was studied numerically by directly solving two-dimensional full Navier-Stokes equations through 5th order weighted essentially non-oscillatory(WENO) scheme without using any turbulence model.A series of distinguished unsteady phenomena for a thin 2-D transonic airfoil flow were presented.Due to continuous adverse pressure gradient in the subsonic flow downstream of the sonic line, the unsteady separated boundary layer with main vortex and secondary vortex was developed at the rear of the airfoil.At the trailing edge,the vortex-shedding was characterized by periodical connection of the main vortex and secondary vortex on the other side of the airfoil.The unsteady separation and vortex-shedding occurred with the same period.On the airfoil surface,the average pulse pressure related to the unsteady supersonic region was obviously smaller than that related to the vortex-shedding at the trailing edge.With the attack angle increasing from 0° to 2°, the frequency of vortex-shedding decreases about 4.2%.At last, the turbulence intensity and many second-order statistics in the wake region were investigated.      

小振辐振荡圆柱诱导的二次旋涡流动

本文给出充满粘性不可压缩流体时同心圆柱间内柱作小振幅振荡所诱导的二次旋涡流动的解析解,对典型的柱径比给出容器外边界对二次旋涡流动流线、涡量分布和动能分布的影响。给出了等涡量线和等动能线分布的鞍点。采用数值求解非定常Stokes流动考察了二次旋涡流动的发展过程。二次定常旋涡流动的显示实验表明,解析解、数值计算和实验显示所示流谱基本一致。     

Unsteady wakes-secondary flow interactions in a high-lift low-pressure turbine cascade

Detailed experimental measurements were conducted to study the interactions between incoming wakes and endwall secondary flow in a high-lift Low-Pressure Turbine (LPT) cascade. All of the measurements were conducted in both the presence and absence of incoming wakes, and numerical analysis was performed to elucidate the flow mechanism. With increasing Reynolds number, the influence of the incoming wakes on suppressing the secondary flow gradually increased owing to the greater influence of incoming wakes on reducing the negative incidence angle at higher Reynolds numbers, leading to a lower blade loading near the leading edge and suppression of the Pressure Side (PS) leg of the horseshoe vortex. However, the effect of unsteady wakes on suppressing the profile losses gradually became weaker owing to the reduced size of the Suction Side (SS) separation bubble and increased mixing loss in the free-flow region at high Reynolds numbers. Incoming wakes clearly improved the aerodynamic performance of the low-pressure turbine cascade at low Reynolds numbers of 25,000 and 50,000. In contrast, at the high Reynolds number of 100,000, the profile loss at the midspan and mass-averaged total losses downstream of the cascade were higher in the presence of wakes than in the absence of wakes, and the unsteady wakes exerted a negative influence on the aerodynamic performance of the LPT cascade.     

低雷诺数NACA0012平面叶栅流场直接数值模拟

采用具有7阶精度的weighted essentially non-oscillatory(WENO)差分格式,直接求解可压缩二维非定常N-S方程组,研究了NACA0012翼型平面叶栅低雷诺数流动的特征.直接模拟及与文献对比的结果表明:叶栅尾缘涡脱落的形成过程与圆柱绕流涡脱落的形成过程非常相似.平面叶栅尾迹区的2阶统计量与孤立翼型尾迹区的2阶统计量具有相同的分布特征,但前者的强度显著大于后者.周期性的涡脱落不仅在上下翼面形成非定常分离,也使得尾迹区某点的总压发生准周期性的变化.随着栅距的减小,翼型上的平均分离位置向前缘移动;尾迹区某点的总压变化频率及其幅值均显著地增加;而且栅距越小,速度脉动2阶统计量反而越大.      

钝体绕流流场分离涡的数值模拟

 采用近似因式分解和特殊Jacobin系数矩阵分裂法,求解可压缩Navier-Stokes方程,数值模拟矩形柱体绕流流场中分离涡的形成和发展。给出了Ma_∞=0.3,0.8;Re=10~4,10~6的计算结果。从结果中可清楚地看到柱体非对称涡形成的非定常过程。     

非定常动静叶干涉作用的二维数值模拟

采用涡方法研究叶轮机内动、静叶间的相互作用,它利用全三维的、通道时间平均的定常解为基础解,并由此给出非定常扰动场的初始解。为计算叶片对扰动场的响应过程,采用拉格朗日方法追踪扰动涡团的对流流动过程,用确定性涡方法来描述流体的粘性扩散过程。用该方法对某型压气机的一级（动、静叶栅距比为１．７４）的动、静叶相互作用,进行了二维有粘问题的数值模拟。数值结果表明,该方法具有较好的收敛性和收敛速度;转子出口的尾迹和各种旋涡等非定常因素在静叶通道中的切割、迁移过程,非定常性对静叶攻角的影响以及脉动压力的振幅衰减特性也在文中作了分析。     

脱体涡流型翼面非定常气动力计算方法

本文研究了细长三角翼在脱体涡流型时变攻角所产生的非定常气动力的机理,并采用了一种时间历程的,考虑翼面前、后缘涡面随局部气流拖出并由时间发展逐步形成的数值方法,称之为涡面生成法,计算结果表明该方法是稳定和有效的。     

某涡轮级三维流场非定常数值研究

基于耦合Lantry-Menter转捩模型的SST(Shear stress transport)湍流模型,对某涡轮级在3个雷诺数工况下的全三维流场分别进行了定常、非定常数值模拟,目的在于对比分析两种计算方法所得结果之间的差异。计算结果表明,进口雷诺数为4×104时和5×105时,定常与非定常计算的涡轮级效率的差异较大,最大相差0.6个百分点,而当雷诺数为8×104时,两者差异很小;非定常计算能够较好的模拟叶尖泄漏涡的发展过程、低雷诺数下上游尾迹与下游转子叶片吸力面分离边界层干涉诱导卷起涡的形成、输运及其所导致的叶片吸力面表面压力大幅波动等非定常流动现象。最后,给出了转子出口截面上周向与径向的非定常压力脉动的分布,为基于Lighthill声类比方法的计算气动声学研究奠定了基础。