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91.
92.
一种用于分离流动的网格自适应算法 总被引:1,自引:0,他引:1
对于可压缩粘性流动,提出利用流场速度的紊乱度作为指示变量进行网格自适应.Jameson中心格式有限体积法、五步Runge-Kutta时间推进法/双时间推进法求解定常/非定常N-S方程.基于雷诺平均N-S方程模拟紊流,选用SA一方程模型.在数值求解二维静态失速和动态失速问题过程中,加入网格自适应算法,提高数值模拟对流动分离特性的捕捉和分辨能力.算例结果表明在流场发生失速后,运用本文的自适应算法能够在增加少量网格单元的情况下明显提高计算精度. 相似文献
93.
低雷诺数涡轮叶片边界层转捩及分离特性测量 总被引:7,自引:5,他引:2
低雷诺数工作条件下涡轮流场特征及其控制设计,是航空发动机低压涡轮部件设计的难点和重点。针对低雷诺数涡轮叶栅流场开展了实验研究工作,利用油流显示、表面静压、边界层压力探针等测量手段研究了涡轮叶片边界层的分离和转捩。结果表明雷诺数降低导致了流动损失的增大,且存在一个临界雷诺数。当雷诺数小于临界雷诺数时,发生在吸力面的流动分离是开式的层流分离泡,不会再附与叶片;当雷诺数大于临界雷诺数时,分离流会在尾缘前重新附着于叶片吸力面,形成闭式分离泡。随着雷诺数的减小,出口尾迹变宽,出口流动损失、出口速度亏损和出口气流角偏离增大,尾迹中心向吸力面方向移动。 相似文献
94.
95.
加力燃油泵隔舌倒圆抑制分离的数值模拟 总被引:1,自引:1,他引:0
采用动态亚格子应力模型对加力燃油泵内非定常流场进行大涡模拟,探讨了原隔舌空蚀机理,并研究了不同倒圆半径下泵隔舌附近的瞬时流动规律及流量扬程特性.计算结果表明:小流量工况原隔舌处分离产生的强剪切涡会诱发空化,涡脱落形成的分离再附位置与空蚀破坏核心区域相符;小流量工况下,隔舌倒圆在扩散管内形成转向涡,消除了隔舌壁面分离绕流及附着剪切涡,4mm倒圆半径可以避免空化;设计流量范围内隔舌倒圆提高了泵出口扬程,流量越小扬程增幅越大,小流量工况时扬程增幅达3%. 相似文献
96.
针对各种飞行器大舵偏下出现的流动分离问题,在北航D4风洞对旨在消除舵面流动分离的舵面前缘吹气技术进行了研究,为了降低控制分离所用的吹气量,吹气点设置在舵面前缘气流分离点处.应用粒子图像测速(PIV,Particle Image Velocimetry)技术,分析了舵面绕流在吹气量由小变大过程中所经历的3个不同演化阶段;由测压得到的舵面压力分布则显示,前缘吹气造成的引射作用使前缘吸力峰随吹气量增大而增大,这是前缘吹气能够使舵面升力增大的主要机理.实验结果还表明,前缘吹气可明显提高舵面升力,同时也可以显著降低舵面阻力. 相似文献
97.
98.
斜出口合成射流激励器S进气道分离流动控制 总被引:1,自引:0,他引:1
设计加工了单膜双腔式斜出口合成射流激励器,应用PSI DTC Initium压力扫描系统对斜出口合成射流激励器在S进气道主动流动控制中的应用进行了研究。结果表明:斜出口合成射流激励器能够抑制S进气道分离流动,提高出口总压恢复系数σ和降低畸变指数DC90,只需通过改变激励器的工作电压和频率,就可实现对S进气道内部流场的控制。在共振频率下,当来流速度V=80m/s,采用斜出口合成射流控制可使出口截面平均总压恢复系数增加0.37%,此时所耗合成射流能量仅为主流的0.24%。 相似文献
99.
主要研究湍流强度对航空发动机轴心通风器分离效率的影响。采用计算流体力学(CFD)的方法对轴心通风器内部流场进行模拟,获得了内部流场的湍流强度等参数,并计算了通风器的油气分离效率。由于流场的复杂性,决定了很难得到分离效率受流场参数影响的规律。而相关性分析给我们提供了一种方法。应用线性回归理论对数据进行分析,得到回归方程。根据回归分析的结果可知,各组数据的分析结果均具有正相关性。通风器内腔段和通风管段分离效率随湍流强度的增加而不同程度增加。通风器内腔段分离效率受湍流强度影响明显,而通风管分离效率受湍流强度的影响不明显。所得结论可为轴心通风器结构优化提供参考。 相似文献
100.
某型机采用上单翼低平尾布局,在着陆襟翼小迎角状态时平尾下翼面翼根部位出现局部气流分离,导致飞机振动,力矩特性出现异常变化。本文提出的解决方案是在平尾翼根前方0.12倍根弦长,下方0.30倍根弦长位置的机身上加装一对小展弦比负弯度小翼作为涡流发生器/导流片,一方面加速了后方分离区边界层与外流的能量交换,另一方面利用其上洗作用降低了平尾翼根区域的局部负迎角绝对值。通过数值计算和风洞实验研究表明,优化后的导流片使平尾分离区面积缩小50%,小迎角俯仰力矩拐点推迟4°以上,以较小的性能和结构重量代价解决了局部气流分离问题,拓展了飞机飞行边界。 相似文献