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通过对轴对称突扩直管和突扩后缩环管流场的计算考察了SMPL正方法的敛散性。在源项处理、方程的非线性问题和解法等方面进行了分析。在此基础上研究了迭代初场的构成和斜壁网格的处理。提出了一种可行的算法。 相似文献
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为了研究突扩间隙比与扩压器内流动力特性的影响关系,采用水流模拟流动显示及PIV(Particle Image Velocimetry)流场测速试验方法,对不同突扩间隙比的内流瞬态流场、时均流场、雷诺切应力等关键流场信息所表征的扩压器内流动力特性进行了研究。结果表明:突扩间隙比为1.6~1.7时,静压恢复系数与总压损失系数比值达到最大,此时扩压性能最优;扩压器突扩间隙比为1.64时,主流从前置扩压器流出时由于强剪切作用卷起扩散涡,为维持突扩区域空间内流动稳定性,进而诱导出消耗涡;总压损失变化是突扩区消耗涡、回流扰动及火焰筒前缘背压反流共同作用的结果,雷诺切应力与总压损失系数成正比;扩压器出口速度分布对于突扩间隙比变化的不敏感性体现出较好的内流流动稳定性。 相似文献
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利用PIV技术对两种不同尺寸的中心突扩燃烧室在不同入口速度条件下的冷态流场进行了实验研究,测量并分析了流场结构与来流速度、突扩比、喷管收缩段等因素的关系。实验结果表明利用PIV技术能较好地获得高速条件下燃烧室二维速度场;对于不同突扩比的燃烧室,突扩面后的流场结构类似,但回流区的最大负速度与入口速度的比例关系不同;在喷管人口处,流场在此处重新形成旋涡,其直径较大,但强度相对较弱。 相似文献
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本文对带有收扩段的轴对称旋流-突扩燃烧室模型的冷态流场进行了试验和数值计算.当旋流角为45°时,涡破碎是一个较弱的转变过程,流场受尾喷口收缩的影响较小.所以,带有收扩段和45°旋流角的旋流燃烧室比起其他结构形式的同轴旋流-突扩燃烧室具有类似超临界流动的特点.试验表明:当旋流角大于45°时,中心回流区反而减小.因此,对于旋流燃烧室来说,旋流强度增大,中心回流区并不一定增大.本文采用扩编的TEACH程序和SIMPLE方法对旋流流场进行了数值模拟计算.数值计算结果比较接近试验结果. 相似文献
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通过数值计算和试验两种方法研究了短突扩扩压器突扩间隙与压力损失间的变化规律探讨了变化机理,研究了前置扩压器结构和进口马赫保持不变的前提下,分别通过改变前置扩压器和火焰筒的位置两种方式改变突扩间隙,研究总压损失系数的变化规律,结果表明:在本研究参数范围内,当突扩间较小时,前置扩压器出口气流拐弯剧烈,流线是非光滑的,相反,则会导致前置扩压出口气流的二次分离,在突扩区形成两个涡,而且气流拐弯剧烈,流量分配不均匀,因而存在有最佳的相对突扩间隙(δ=1.8-2.0),使得总压损失最小而(1.6%-1.75%)。 相似文献
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基于 LES 方法的增升装置气动噪声特性分析 总被引:3,自引:0,他引:3
在气动噪声数值计算中,流场的求解精度对涡流扰动的细节计算以及声学的求解结果有着重要的影响。本文应用 LES 方法对增升装置的流场进行数值模拟,采用可穿透积分面的 Ffcows Wil1iams-Hawkings(FW-H)积分方法进行远场噪声计算。采用圆柱绕流算例对本文的数值计算方法进行了验证,验证结果表明:本文所使用的LES 方法能准确地捕捉到涡脱落、流动分离等非定常流动现象,可为远场气动噪声的计算提供精确的近场流动的数值解;基于 FW-H 的声类比方法能够精确高效求解远场气动噪声。在此基础上,对增升装置噪声产生的流动特性、远场特性、风速影响等进行了数值模拟研究。结果表明:缝翼产生气动噪声的主要原因是,流动在缝翼和主翼之间的凹槽形成的不稳定波以及缝翼钝后缘的小脱落涡;襟翼产生气动噪声的主要原因是,襟翼附近由于流动分离产生的高频的小尺度不稳定涡和低频的大尺度涡。 相似文献
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研究客机通风系统中某型风扇在变流量条件下风扇各个性能参数的变化趋势。用基于CFX的数值模拟的方法得到了各流量下的风扇效率、压升、功率等参数和叶片表面静压力分布以及流场中的漩涡结构。计算与分析表明总压效率在一定范围内会随流量增大而增加,当流量达到一定值后再增加流量会使效率急剧降低。另外,流量的变化导致叶片表面静压力以及风扇所受气动力的变化,在低流量下,叶轮所受气动力存在一个最低点。在给定的流量范围内流场中的漩涡结构也会随流量变化,这主要是因为流量变化引起了攻角的变化。 相似文献
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湍流模型对三维翼梢涡流场数值模拟的影响 总被引:2,自引:1,他引:1
梢涡流场数值模拟对减少梢涡的不良影响意义深远。应用雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方法建立了三维翼梢涡流场数值模型,选用的湍流模型包括两种经典两方程模型和一种代数雷诺应力模型。计算内容包括翼梢涡流场速度分布、压力分布及涡核位置,为了准确模拟梢涡涡核内系统旋转和流线曲率影响,将旋转和曲率修正方法应用于选用的湍流模型中。计算时对翼梢涡涡核处网格进行了加密处理。将计算结果与实验结果对比后发现,修正后的湍流模型较标准湍流模型明显提高了预报精度,与实验结果吻合较好,具有工程应用价值。 相似文献
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针对影响旋翼流场求解精度的关键因素“桨叶复杂近体流动”和“尾迹涡畸变”,结合计算流体力学(CFD)方法和黏性涡方法,发展了一套适合于复杂旋翼涡流场分析的耦合欧拉-拉格朗日数值方法:为捕捉桨尖三维效应、激波等细节流场特征,在桨叶近体区域采用CFD方法对其进行求解;针对高雷诺数旋翼流场中桨尖涡的紧凑结构特点,引入黏性涡方法建立了高分辨率的尾迹求解模型;两计算域间的信息交换采用了集中涡源法和边界修正法.应用所建立的计算方法,以旋翼CFD标准验证试验(Caradonna-Tung旋翼)为算例,对尾迹影响明显的悬停状态进行了数值模拟,通过对比耦合边界处流场特征及桨叶表面压力系数分布,验证了方法的有效性.此外,还从旋翼尾迹捕捉精度、涡量耗散特征及计算时间等方面对不同计算方法进行了对比分析,结果表明耦合方法可充分发挥CFD和黏性涡方法各自的优点,在旋翼流场数值模拟方面具有独特的优势. 相似文献
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阀体后90°圆形弯管内部流场PIV测量及POD分析 总被引:2,自引:0,他引:2
利用激光粒子图像测速技术对阀体后90°圆截面弯管的内部流场进行测量,获取了弯管流场在不同来流流速及观测截面上的高分辨率瞬态速度场数据。分析了图像相关计算所获得的瞬态及时均速度场,对流场进行本征正交分解,并进一步分析重构脉动场中的涡结构特性。结果表明:流体流经蝶阀在弯管中形成卡门涡街,涡结构信息包含在本征正交分解低阶模态中,脉动场的模态重构可以还原涡的流动特性。 相似文献
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针对新月形厚覆冰导线的升力系数在风攻角15°附近存在突变的问题,分别采用基于k-ωSST湍流模型的雷诺时均法和大涡模拟(LES)的数值方法对新月形厚覆冰导线在风攻角10°~20°范围进行了模拟。通过对比两种数值方法计算得到的覆冰导线气动力系数、流场结构和表面风压,发现LES方法能够更好地捕捉新月形覆冰导线表面的小尺度涡结构,得到的覆冰导线气动力参数计算结果与风洞试验数据高度吻合;而k-ωSST湍流模型难以模拟壁面上小尺度涡,捕捉不到升力系数的突变。根据覆冰导线不同壁面区域的压力分布,发现上侧壁面处的涡结构影响整体流场,并在下侧壁面曲率、来流夹角和壁面切线方向共同作用下导致升力系数突变。LES的气动力参数模拟结果可为覆冰导线防舞提供参考。 相似文献
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垂直于流向的截面中2D-PIV测量误差分析 总被引:2,自引:0,他引:2
常规二维粒子图像测速技术(2D-PIV)作为重要的流场测试手段,被越来越多地应用到各种类型的流场测量中。然而采用该技术对垂直于流向的截面进行测量时会产生明显误差,该误差是由2D-PIV原理中几何透视成像关系引起。本文分析了测量截面内有法向速度分量时透视误差产生原因及影响因素,建立了2D-PIV测量平面内的误差模型。通过实验测试验证了误差模型的正确性,确定了影响测量误差的关键参数为测量平面的法向速度和视场的离轴角。计算结果显示,最大透视误差可达法向速度的9.3%。根据误差模型进行分析,透视误差对流向涡类流场测量的影响主要为3个方面:改变流场速度量值大小、改变旋涡形状、改变旋涡的位置。最后,提出了一些减小误差的措施,为2D-PIV应用于垂直流向截面的测量提供了改进方法。 相似文献