压气机内有效滞止压力概念及其应用探索

提出了有效滞止压力的概念来综合考虑流体微团速率与方向对其做功能力的影响,并结合风扇/压气机内部流动的设计要求,从工程应用层面给出了有效滞止压力和压差系数的定义.初步结果表明,有效滞止压力的应用可以更好地反映流动方向对叶轮机非定常流场的影响,并使得流场性能参数对流场质量的变化更敏感,对于合理分析非定常流场是有益的.      

涡轮非定常流数值计算方法研究

在实际叶片排几何模型不变的条件下,采用交接面周期性处理方法可大大缩小非定常流计算域,减小计算量,但该处理方法会给非定常流计算带来一些近似,通过某跨声速涡轮级三维粘流数值计算,分析和评估计算方法,结论是该方法不改变时间平均下的稳态性能参数,而且可用于多级涡轮非定常流计算.      

一种快速模拟振荡叶栅非定常流的数值方法

为了提高叶轮机内周期性非定常流数值计算效率,发展了一种计算振荡叶栅非线性非定常流的谐波平衡方法,将周期性非定常流动参数采用傅里叶级数表示,从而将传统的定常流动数值计算方法应用于非定常流问题求解中,大大提高了非定常流计算效率。计算结果表明,发展的谐波平衡方法与线性方法、非线性时域法计算结果吻合较好,且其计算效率比时域法高1个数量级。另外,系统研究了谐波阶次对计算效率与计算精度的影响,认为在气流未出现严重分离时,应采用低阶谐波平衡方法,以减少计算耗时。此外,从压气机振荡叶栅非定常流场计算结果可以看出,叶片吸力面诱导涡的生成频率与振荡频率并不一致,涡生成频率要高于振荡频率。     

叶轮机周期性非定常流高效降阶数值计算方法研究进展

简要介绍了叶轮机内非定常流对叶轮机性能的重要影响,总结了叶轮机内动静相干和叶片振动诱发的非定常流的时空周期性特点,并指出这些时空周期性特点可以加以利用, 发展分析这些非定常流的高效降阶数值计算方法。本文根据不同数值降阶方法的特点对其进行了归类,详细分析了各自的优缺点及在气动弹性力学领域的应用,并进一步展望了降阶数值方法在未来的几个关键技术及发展趋势。     

类升力体外形俯仰阻尼特性数值研究

采用有限差分方法求解薄层近似的非定常Navier-Stokes方程，定常流场采用交替方向隐式分解的NND格式，非定常流场采用四步Runge-Kutta方法，在保证时、空二阶精度前提下引入变系数残值光顺技术提高非定常流场计算效率，复杂带翼外形的空间网格通过求解抛物化的椭圆型方程生成，最后在Etkin理论下给出球锥及类升力体外形的俯仰阻尼导数计算结果。     

叶轮机三维非定常流动数值模拟的研究

利用数值模拟手段对压气机内部非定常流场进行了初步研究,在数值模拟中引进了双重时间步方法。研究和讨论了物理时间步长及网格尺寸对计算结果的影响,给出了叶轮机通道中非定常流动的部分流动图画,并对非定常流场进行了初步的分析。     

三角翼匀速上仰跨声速非定常流场数值模拟

用有限差分法求解Ｎ－Ｓ方程，数值模拟了细长三角翼作匀速上仰运动时的距声速绕流流场。给出了非定常流场结构，涡破裂特性和非定常升力，阻力特性，研究了上仰运动对动态失速的影响。     

基于机器学习的非定常流场网格自适应

现有针对非定常流场数值模拟的网格自适应方法,通常每隔一段时间步就进行一次网格调整,增加了计算复杂度和精度损失。针对这一问题,本文基于间断伽辽金（discontinuity Galerkin, DG）有限元法提出了结合BPNN(backpropagation neural network)和MMPDE(moving mesh partial differential equation)的非定常流场网格自适应方法。该方法首先采用DG有限元法对Navier-Stokes方程进行非定常计算,得到统计意义上的网格间断量;然后以初始网格和间断量训练BPNN回归模型,用于预测任意位置节点的间断量;接着使用MMPDE变分法移动网格节点,使其符合统计意义的间断量分布;最终通过Laplacian网格平滑法保证网格单元质量。圆柱绕流非定常流场算例的验证结果表明,该方法能够在不改变网格拓扑结构和不增加节点数的情况下完成一次性网格自适应,显著提高了非定常流场数值计算的精度和效率。     

跨声速压气机转子叶尖流场旋转不稳定现象的数值研究

对某跨声速压气机转子在不同工作流量下的叶尖非定常流场进行了数值研究.结果显示:大流量状态下,该转子叶尖流场几乎不发生振荡.此时,叶尖流场可以按定常流场进行分析;小流量状态下,叶尖泄漏涡大幅振荡,相邻叶片通道内的叶尖泄漏流之间也存在周期性相互干涉.其结果是在稳定状态时出现由于叶尖泄漏涡的振荡及其周向传播造成的"旋转不稳定"现象."旋转不稳定"流场结构主模态旋涡个数大约为40%的叶片通道个数;其周向尺度占据2~3个栅距.     

耦合POD重构舰面流场的直升机舰面起降数值模拟

为解决舰面非定常流场数据量过大的问题,采用本征正交分解(POD)方法对舰面流场进行重构,发展了一种耦合POD重构流场的直升机舰面起降数值模拟方法。首先采用计算流体力学(CFD)方法计算舰面非定常流场,获得离散数据样本;然后提取流场的POD模态,并截取能够捕捉到原流场主要特征的少量模态对原流场进行重构;最后建立耦合重构舰面流场的直升机高阶飞行动力学模型。以直升机返航进场为例进行数值模拟,并将计算得到的操纵量和飞行状态与飞行试验结果进行对比。结果表明:使用POD方法重构后的舰面流场数据约为原始样本数据的8.5%,且重构流场与原始流场吻合良好,POD方法能够解决舰面非定常流场数据量过大的问题。与飞行试验数据的对比表明,本文方法捕捉到了舰面非定常流场对直升机的影响,可用于直升机舰面起降研究。     

叶轮机械新流型探索雏议

从“流型”的角度, 对比飞行器空气动力学和叶轮机械气体动力学的发展历程, 认为叶轮机械内的流动仍在追求定常附体流型, 由于其流动及结构特性, 使得“有害”分离问题难以避免。本文提出应探索将外流领域内的定常脱体涡流型或下一代非定常脱体涡流型引入到叶轮机械的可能性与技术途径本文并综述了上述探索性研究的有关背景和现状, 以及所设想的基本途径和影响因素。      

平板扰流片振动诱导涡运动研究

 本文研究了平板上扰流片静止及振动时所诱导的分离涡的形成过程。当拢流片静止时。在拢流片后仅形成不规则的大尺度涡,一旦执流片振动。就诱导出有固定频率的分离涡。拢流片振动频率,对分离涡的尺度、强弱、成对、合并过程有重要影响。文中还对的流片振幅大小的影响进行了讨论。     

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。     

跨音速叶栅粘流计算的多级广义有限元法

将 Taylor-Galerkin广义有限元法和多级有限元的思想结合起来 ,并在人工粘性的处理上作了改进 ,构成了收敛速度和稳定性均较好的多级广义有限元法。利用该方法 ,并基于 N-S方程研究了二维跨音速叶栅流动。计算结果与实验结果符合较好。通过计算表明 ,该方法计算稳定、收敛较快 ,是叶轮机械内部跨音速流动强有力的计算手段     

凹半球降落伞模型在加速和定常流中的流场观测

 在北京航空学院水槽中,用氢泡法对绕凹半球模型流动进行了研究。模型前后流速分布是用氢泡时间线测量的,它与在起动开始时由无旋流理论估算值接近,但当起动旋涡变大以后,在尾流中流速差别变大。在模型后部诱导出较大的反流速席。所以由无旋估计的虚质量只在开始时是可用的,并且在起动涡变大时,虚质量应更大。 在定常流中,在模型前有时形成一个大旋涡,这个旋涡是非定常的并且可能引起侧向力和伞的非定常运动。模型上适当开孔可减小甚至消除此旋涡。     

利用机上传感器测量燃油流量的方法研究

主要介绍了在小型商用飞机无法加装流量传感器的情况下,利用机上传感器实现流量测量的方法,通过该方法完成了该飞机在各种状态下燃油流量的测量。     

LTRAN2的一种改进方案

本文提出了LTRAN2的一种改进方案BTRAN2用来分析翼型的各种频率的非定常运动。用E-O调转换格式和ADI方法求解了完全的二维非定常跨音速小扰动位流方程,并用单调转换的AF2格式计算了定常跨音速小扰动方程,以此作为非定常计算的初场。本文给出了带后缘正弦振荡襟翼的NACA 64 A006翼型的绕流和做正弦俯仰振荡的NACA 64 A010翼型的绕流计算结果,它们与Euler方程解或实验数据很吻合。     

文氏效应在叶片根部马蹄涡控制中的应用

为研究文氏管在叶片根部马蹄涡控制作用的应用,针对简化了的叶片-平板结构在叶片上游平板上的某位置开狭缝,在平板的另一侧构造一文氏管(文氏管的喉道位于狭缝处),引射叶片根部的流体,进而控制马蹄涡.数值模拟了不同狭缝位置的湍流流动;结果表明了改变狭缝相对于叶片的位置能很好地控制马蹄涡,甚至能完全消除叶片前马蹄涡.提出的方法可以利用外势流的能量而无需额外消耗能量,为一种被动的控制手段,有很大的实际应用前景.利用文氏效应的控制方法简单实用,因此工程中采用该法是不错的一种选择.      

飞机亚跨超绕流的数值模拟研究

本文以Euler方程为数学模型,采用一种高精度的TVD(Total Variation Dimishing)离散格式及一种含近似因式分解的推进迭代方法,求解亚跨超绕流’流场。通过若干算例的试算,证明方法是可行的,可以用来模拟飞机的复杂流场。     

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。