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通过对三维不可压缩粘性流体的直接数值模拟,研究了有限长圆管内刚体旋转流在初始扰动下,扰动的增长和动力学演化过程.首先,通过改变流动的Reynolds数和旋转角速度ω,分析了轴对称流动中Reynolds数和ω对流动失稳的影响.对于高Reynolds数轴对称流动,利用数值模拟得到的不稳定结果与无粘线性稳定性理论预测的结果一致.最后,为进一步研究流动不稳定发展的三维效应,又进行了完全三维流动的模拟.数值结果表明,三维流动中不稳定的主导模态为螺旋模态,模态在线性段指数增长,导致流动产生螺旋型的漩涡破裂,之后经过非线性段的增长后达到饱和,流动最终发展为轴对称泡型旋涡破裂的稳定状态. 相似文献
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本文对坑的三维分离流动做了低速粘流与无粘流的相互作用计算。对三维边界层反方法进行了分析和讨论。用数值试验的方法验证了在H和α作为已知量的情况下,三维边界层反方法的积分方程是双曲型的,并提出了一种近似数值特征线法进行求解。无粘流采用低速位流面元法。计算表明所用方法可计算出三维效应很强(即横向变化很大)的三维边界层分离流动。 相似文献
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朱晓华娄德仓童传琛 《燃气涡轮试验与研究》2016,(1):36-40
交错波纹板(CC)型换热器具有结构紧凑、换热效率高等特点,可满足间冷回热循环涡扇发动机对间冷器的要求。数值研究了CC型原表面通道内三维流动及换热特性,探究了上下波纹板交错角(θ)及雷诺数(Re)对流动损失的影响,表明阻力系数f随θ的增大而增大。详细研究了θ为90°时波纹板通道流动损失及换热特性,表明努赛尔数(Nu)随Re的增大而增大。θ为90°时,f、Nu的数值计算结果与文献结果较为接近。 相似文献
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本文阐述了三维RANS方程求解程序中使用的AUSM+离散方法以及Spalart-Allmaras湍流模型,然后对两个算例—Sajben收缩扩散通道内跨声速流动和NASA TP-3252文献中给出的透平静叶排内部流动,进行了数值模拟,并把数值结果与实验结果进行了比较,说明三维RANS方程求解程序可以准确模拟复杂的内部流场。 相似文献
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将矩阵预处理方法与多重网格方法结合,发展了适用于机翼及复杂外形气动数值优化设计的高效数值模拟方法和程序。在不改变定常流动解的前提下,对 Navier-Stokes 方程的时间导数项实施 Choi-Merkle 矩阵预处理,从而改善可压缩控制方程在低速情况下的系统刚性。Choi-Merkle 预处理最初用于二维低马赫数粘性流动数值模拟,本文将其推广应用到计算三维流动,并针对提高跨音速流动计算收敛性进行了相应的改进。预处理后控制方程采用中心格式有限体积进行空间离散,Runge-Kutta 混合多步方法进行显式时间推进求解,并应用 FAS 多重网格方法加速收敛。采用所发展的方法和程序数值模拟了绕 M6 机翼和 M100 机翼的低速和跨音速流动(马赫数从0.01 到 0.839)以及绕 F4 翼身组合体流动。计算结果与实验值吻合良好,验证了所发展的方法的正确性。算例研究表明所发展方法较大幅度地提高了三维流动数值模拟的效率,且同时适用于可压和不可压流动计算,在机翼及复杂外形气动优化设计方法具有应用前景 相似文献
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Han Zhonghua He Fei Song Wenping Qiao Zhide 《中国航空学报》2007,20(4):289-296
将矩阵预处理方法与多重网格方法结合,发展了适用于机翼及复杂外形气动数值优化设计的高效数值模拟方法和程序。在不改变定常流动解的前提下,对 Navier-Stokes 方程的时间导数项实施 Choi-Merkle 矩阵预处理,从而改善可压缩控制方程在低速情况下的系统刚性。Choi-Merkle 预处理最初用于二维低马赫数粘性流动数值模拟,本文将其推广应用到计算三维流动,并针对提高跨音速流动计算收敛性进行了相应的改进。预处理后控制方程采用中心格式有限体积进行空间离散,Runge-Kutta 混合多步方法进行显式时间推进求解,并应用 FAS 多重网格方法加速收敛。采用所发展的方法和程序数值模拟了绕 M6 机翼和 M100 机翼的低速和跨音速流动(马赫数从0.01 到 0.839)以及绕 F4 翼身组合体流动。计算结果与实验值吻合良好,验证了所发展的方法的正确性。算例研究表明所发展方法较大幅度地提高了三维流动数值模拟的效率,且同时适用于可压和不可压流动计算,在机翼及复杂外形气动优化设计方法具有应用前景 相似文献
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《中国航空学报》2023,36(5):268-279
Simulating unsteady turbulent flow in turbomachines is still challenging due to the complexity of blade geometry and relative motion between rotor and stator. This study presents an Immersed Boundary Method (IBM) for high-Reynolds turbomachinery internal flows, and shows the advantage of the automatic grid generation techniques and flexible moving boundary treatments. The wall functions are used in the present method to alleviate the wall resolution restriction of turbulence simulation. The Two-Dimensional (2-D) IBM solver, which was previously developed and tested for a low-speed compressor, is further validated for a well-documented Low-Pressure Turbine (LPT) cascade. Both the blade loading and the total pressure losses in the wake are well captured by the present 2-D solver. The complex Three-Dimensional (3-D) effects in turbomachines motivate the further development of an extended 3-D IBM solver by using a curvilinear-coordinate system that facilitates the hub and casing boundary treatment. The good performance of the 3-D solver is demonstrated through comparison with CFX solver solutions for the rotor configuration of Advanced Noise Control Fan (ANCF). Further effects of the grid resolution on capturing the blade wake are discussed. The results indicate that the present 3-D solver is capable of reproducing the evolution of the blade wake with suitable computational grid. 相似文献
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High-order implicit discontinuous Galerkin schemes for unsteady compressible Navier–Stokes equations
Efficient solution techniques for high-order temporal and spatial discontinuous Galerkin(DG) discretizations of the unsteady Navier–Stokes equations are developed. A fourth-order implicit Runge–Kutta(IRK) scheme is applied for the time integration and a multigrid preconditioned GMRES solver is extended to solve the nonlinear system arising from each IRK stage. Several modifications to the implicit solver have been considered to achieve the efficiency enhancement and meantime to reduce the memory requirement. A variety of time-accurate viscous flow simulations are performed to assess the resulting high-order implicit DG methods. The designed order of accuracy for temporal discretization scheme is validate and the present implicit solver shows the superior performance by allowing quite large time step to be used in solving time-implicit systems. Numerical results are in good agreement with the published data and demonstrate the potential advantages of the high-order scheme in gaining both the high accuracy and the high efficiency. 相似文献
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This article deals with time-averaged coolant diffusion equation in arbitrary, body-fitted coordinates. Schmidt number and Lewis number are used to obtain the mass diffusion coefficient. Other than the existing N-S solver, a new solver for the diffusion equation and the influences of cooling air on the thermal parameters, such as gas constant, constant-pressure specific heat, is established. Capable of simulating the flow of multi component fluid, this solver is used to simulate the flow in air-cooled two-stage turbines. The comparison of test results from the modified solver to those from the traditional N-S solver has evidenced that a marked difference present is in thermal parameters and flow field structure. 相似文献
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采用格子Boltzmann方法(LBM)的二维9速度(D2Q9)模型和贴体网格,通过引入非均匀网格插值方法和非平衡态外推边界处理,分别结合Baldwin-Lomax(B-L)湍流模型和Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型,对高雷诺数Re≥5×105下的NACA0012翼型绕流进行了数值模拟和对比研究,两者的结果与CFL3D的结果和实验结果均吻合的很好,相比之下,采用S-A模型能更好地预测失速迎角,其处理分离流动的能力要强于B-L模型。改进后的LBM适用于非均匀贴体网格,曲边边界,计算简单,并可应用于更复杂的高雷诺数流动中。 相似文献
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为了提高求解器的效率,在显式龙格-库塔时间推进的欧拉方程求解器之上,发展了点隐式龙格-库塔时间推进格式。给出了其推导过程和非结构网格下中心格式和迎风格式(Roe和Van Leer格式)预处理算子的构造方法。NACA0012翼型和RAE2822翼型的跨音速无粘流动模拟表明:与显式龙格-库塔方法相比,方法能提高求解效率且内存需求相当,具有一定的工程应用价值。 相似文献
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压气机转子叶片的气动弹性数值模拟 总被引:3,自引:2,他引:1
采用了交替迭代算法,对某压气机转子叶片进行了气动弹性数值模拟.自行开发了基于有限元的结构求解器用于结构动力学求解,引用他人开发的非定常流体求解器用于气动力的求解.结构求解器提供叶片的表面位移给流体求解器以改变流场,流体求解器提供气动载荷给结构求解器来计算叶片的变形,界面处理系统在这两个求解器之间进行信息传递.算例表明,这种交替迭代算法在气动弹性数值模拟中是可行的,可以得到叶片的瞬态响应,从而判断叶片是否发生颤振. 相似文献
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NS方程计算中耦合转捩自动判断的阻力精确计算方法初探 总被引:1,自引:0,他引:1
在Reynolds-Averaged Navier-Stokes(RANS)方程计算中耦合了流动转捩的自动判断以提高现有求解器预测翼型阻力的准确性.由RANS方程求得翼型表面压力分布作为层流边界层方程求解的输入参数,然后使用简化的eN-数据库转捩判断方法分析层流边界层的解得到转捩点的位置,这样随着流场的迭代求解求解器自动判断转捩点的位置.在对NLF0416翼型的气动性能计算中考虑流动转捩的因素后得到的翼型升阻力特性和实验吻合较好,验证了本文方法的正确性. 相似文献
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单转子风扇的三维反问题气动设计 总被引:3,自引:1,他引:3
采用准三维流函数反问题设计方法与三维 N-S求解方法的相互迭代对单转子风扇进行气动设计。在叶片初步计算中得到叶栅进出口气流角沿径向分布 ,并将它作为本文的目标函数。采用准三维反问题求解方法 ,依次构造出各个 S1流面上的叶片几何形状和气流角分布。然后再采用 N-S方程的求解方法 ,对叶片进行全三维流场的数值计算。通过 N-S方程计算结果与目标函数的对比 ,重新修正叶片出口气流角分布 ,并作为下一次反问题设计的目标函数。经过反问题与 N-S方程求解的反复迭代 ,最终得到满足设计要求的叶型。 相似文献
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用N-S方程计算翼型非定常粘性大攻角绕流 总被引:1,自引:0,他引:1
本文给出了用NS方程对翼型非定常粘性大攻角绕流的数值模拟。控制方程为二级时均可压缩完全NS方程;湍流模型采用双层代数涡粘性模型 ̄[1]。使用近似因式分解ADI差分格式离散求解,网格是用保角变换方法生成的相对翼型固定的C型网格。本文给出两类典型非定常绕流数值模拟结果:翼型过失速常攻角周期流动和大攻角强迫俯仰谐振非定常绕流。并与国外的实验和计算结果进行了比较,表明了本方法准确、高效的特点。 相似文献