平面跨音叶栅中粘流-无粘流的强相互干扰计算

为了设计高效率高负荷的跨音叶轮机械,气动计算中必须计入粘性的影响。当叶片表面流动不发生分离,或分离区很小时,流道内的流动可以分为叶片表面以及尾缘下游的粘性薄层——边界层和尾迹区以及除此以外的无粘流区。因而可以分别应用欧拉方程组及边界层方程组求解这两个区内的流动。无粘流-粘流的相互影响是通过无粘流计算及边界层计算的一系列迭代计算来实现的:由给定的气动参数及叶栅几何形状进行无粘计算,得到叶片及尾迹表面的流动参数分布,作为首次边界层及尾迹计算的输入数据,求得边界层及尾迹的排挤厚度δ_1,并以此对无粘流动的几何边界进行修正,作为下一次无粘计算的流场边界。这样的迭代重复进行,直到满足全场的总体收敛条件为止,其迭代框图如图所1示。     

用粘流－无粘流相互作用方法计算翼型的分离和失速

本文用势流－边界层相互作用方法计算低速翼型的分离和失速。势流用对称面元法。边界层用改进的滞后掺混法，考虑了高阶项影响，适用于计算分离。文中对粘流－无粘流耦合方法作了改进。改进的半反－局部联立耦合方法，考虑了相邻点之间的作用，收敛性较好。计算了ＮＡＣＡ４４１２翼型在不同迎角下的压力分布和气动力。计算结果与实验符合良好。算例表明，翼型高升力状态计算必须包括尾流的作用，也应当对势流计算压力与实际压力之间的差别进行修正。     

用粘流—无粘流相互作用方法计算翼型的分离和失速

本文用势流－边界层相互作用方法计算低速翼型的分离和失速。势流用对称面元法。边界层用改进的滞后掺混法，考虑了高阶项影响，适用于计算分离。文中对粘流－无粘流耦合方法作了改进，改进的半反－局部联立耦合方法。考虑了相邻点之间的作用，收敛性较好。计算了ＮＡＣＡ４４１２翼型在不同迎角下的压力分布和气动力。计算结果与实验符合良好，算例表明，翼型高升力状态计算必须包括尾流的作用，也应用对势流计算压力与实际压力之间     

Euler方程与边界层积分方程耦合求解跨音速翼型绕流

 应用Euler方程求解跨音速翼型特性时考虑了粘性影响,粘性影响是通过边界层动量和能量积分方程求解的,即粘流/无粘流迭代方法。其中Euler方程采用LU-ADI方法求解;边界层方程均由正解法过渡到反解法,以解决强激波干扰区出现小分离泡的计算问题。计算中使用了贴体C网格,通过一定变换使其保持基本正交。计算结果表明,压力分布、摩阻系数分布与实验结果符合较好。     

跨音速翼型分离绕流的粘性/无粘干扰迭代计算

本文用有粘/无粘干扰迭代的概念计算了跨音速任意翼型的绕流问题。位流的速位方程用AF2格式求解,而边界层微分方程用C-S盒式法求解,逆算法的引用可以克服边界层方程在分离点处的奇性问题,对分离区湍流代数模型的修正可以得到与实验更吻合的结果。计算结果表明有粘/无粘干扰迭代概念在小分离泡的情况下也是适用的。     

用粘性／非粘性相互作用法求解机翼跨声速分离流

提供了一种计算机翼的跨声速绕流的粘性／非粘性相互作用的计算方法,包括无粘流场计算,混合边界层计算及两者之间的相互作用,其中三维混合边界的计算包括了层流边界层,转捩区,湍流边界层和分离流的积分方法计算了,特别是在靠近分离的区域采用边界层反方法计算,无粘流场由全速势方程计算得到,通过粘流无粘流耦合迭代求得了Ｍ６机翼跨声速绕流的收敛解,与实验结果比较,吻合得较好,本方法能够计算出激波诱导分离泡和后缘分离     

跨声速翼型绕流计算边界层反方法的研究

本文用有限差分方法,通过有粘/无粘迭代计算了二元翼型的跨声速绕流问题。在边界层粘性区域内考虑了层流、转捩及湍流流动,当边界层内出现分离时,使用边界层反方法,采用代数湍流模型。算例表明,对激波/边界层弱干扰和强干扰情况,该方法的结果与风洞实验结果吻合良好,对于求解边界层小分离流场是一种好的近似方法。     

三维坑湍流分离流动的粘流／无粘流干扰计算

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。     

超音速绕凹角湍流分离流动的计算

本文用统一的Levy-Lees变换以及正算法与逆算法相结合,求解了超音速绕凹角湍流分离流动。 对附着流区用边界层正算法,压强分布用流过尖劈统一的高超音速与超音速公式,湍流模型取代数涡粘性模型;对凹角分离区用边界层逆算法,给定位移厚度δ~*分布,湍流模型取代数松弛模型;边界层计算采用Cebeci-Keller Box方法;计算成功地算得分离流场,较好地预估了分离点与重附点位置以及壁面压强分布与表面摩擦应力分布。     

粘流与无粘流的相互作用计算

本文总结了粘流/无粘流的各种计算方法和结果。重点在于介绍定常流动中的弱相互作用。首先叙述了弱相互作用的数学模型。给出了不可压流动和跨音速流动中粘流/无粘流相互作用的某些正耦合的计算结果。讨论了在分离区附近边界层正方法失效的原因。然后介绍了边界层反方法和适用于带分离的流动中半反方法耦合的粘流/无粘流的相互作用方法。文中也简单地总结了三维情况的应用和强相互作用。     

跨声速翼型有粘／无粘强干扰计算

本文介绍一种二元跨声速激波-边界层强干扰的计算方法。边界层计算采用湍流边界层积分反方法,它借助Whitfield和Swafford提供的既适合附着流,也适合分离流的速度剖面表达式。跨声速无粘流用全速势方程模拟。通过边界上排溢速度来考虑粘性的影响,用有粘/无粘迭代得到粘性流解。本方法计算的结果与其它方法以及实验的结果进行了比较,证明该方法可以在工程上推广使用。     

超音速绕凹角流动激波与紊流附面层干扰数值解

本文对超音速绕凹角激波与紊流附面层干扰流动进行了计算。计算采用Ce-beei-Keller Box方法;紊流模型用代数涡粘性模型;压强分布用流过尖劈统一的高超音速与超音速公式;对激波与紊流附面层干扰进行迭代修正。计算较好地预估了壁面压强分布以及压强开始升高点位置。     

高超声速进气道壁面开缝对边界层分离影响研究

以二维高超声速进气道GK01[1]为计算模型,对进气道进行无粘、粘性以及边界层分离控制方法数值研究.结果发现,利用文中设计的壁面开缝措施可以有效减小甚至消除激波/边界层干扰带来的边界层分离现象,降低粘性效应造成的负面影响;相对开缝前,开缝措施在设计点和非设计点均能明显提高进气道的总压恢复系数和动能效率,而对流量捕获系数的影响很小.同时文中给出了开缝措施在非设计点下对进气道性能指标的影响规律.     

高超声速化学非平衡欧拉方程数值模拟

本文给出了求解高超声速化学非平衡无粘流场的数值模拟方法。计算中采用守恒变量型的ＮＮＤ差分格式和全流场捕捉技术;建立了（数学）奇性轴上的控制方程,克服了通常在其上插值方法所引起的扰动,改善了收敛性和计算精度;化学反应模型由五组元五反应组成;温度和压力的计算是非迭代的,有别于国内外惯用的迭代算法;此外,还发展了背风过低压区的处理方法,从而提高了欧拉方程的应用范围,使无粘非平衡绕流的计算攻角达到３０°     

跨音速平面叶栅全位势无粘-粘性迭代计算

本文发展了一种全位势与附面层、尾迹流正逆模式积分法迭代计算程序,给出了计算结果与国内外四个不同的叶栅风洞试验结果的对比分析。结果表明,对比是较为满意的,本文在网格生成,无粘跨音流求解和无粘流与附面层、尾迹流迭代等方面所作的发展和改进适用,使整个程序系统具有工程实用价值。      

真实进气条件下发动机气动稳定性计算方法

基于平行压气机理论，采用非定常、二维、无黏的积分型欧拉方程，以蒸汽吸入试验中产生的温度和压力组合畸变为边界条件，开展真实进气条件下温度和压力组合畸变对发动机影响的计算方法研究。在保证畸变强度、高温区范围、低压区范围等特征不变的前提下，对畸变图谱进行规则化等效转换，同时协调温度和压力畸变图谱，使两者可以进行相互叠加计算。结果表明:当周向子发动机数量大于2时，子发动机数量对计算结果影响不大；组合畸变对风扇、压气机压比影响规律与单独的压力畸变相同；与试验的推力损失对比显示，对畸变图谱进行等效规则化转换，可以用于真实组合畸变的计算。