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采用浸没边界法(IBM)对带有微型涡发生器(MVG)控制器的激波/湍流边界层干涉流动进行了大涡模拟(LES)。以来流马赫数为2.3的斜激波(由平板上方8°楔产生)为基本流动入射平板湍流边界层,通过在干涉区前布置MVG阵列来控制激波诱导的边界层分离。采用浸没边界法处理MVG的复杂几何,分析了MVG尾迹区平均流速度剖面,雷诺应力,瞬态旋涡结构。结果表明:时均流场显示MVG尾迹区存在一对对转的主流向涡,流向涡加剧了边界内的动量交换从而增加了边界层抗分离能力,而瞬态流场则反映出MVG尾迹区的剪切层由于Kelvin-Helmholtz(K-H)不稳定性会卷起为一列展向旋涡。 相似文献
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叶根开槽叶栅对角区分离的控制 总被引:1,自引:0,他引:1
吸力面/端壁角区的分离是轴流压气机流场中固有的现象。本文采取在叶根处开槽的方法,利用压力梯度从叶片压力面向叶片吸力面引入一股射流增加分离区的能量,从而减缓分离。通过数值模拟的方法分析了在不同攻角下槽的位置、大小和形状对扩压叶栅性能的影响,计算结果初步表明,在非设计工况下适当位置、大小和形状的槽可以有效地减小角区分离。 相似文献
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提高k-ωSST模型对翼型失速特性的模拟能力 总被引:2,自引:0,他引:2
采用CFD软件fluent,k-ω SST模型对S825翼型进行了二维数值模拟.针对k-ω SST模型对翼型分离失速特性模拟不准的情况,对分离区域内湍流的强非平衡输运特性进行了分析.研究表明:原始模型由于不能准确模拟分离区内湍流的强非平衡输运特性,导致其对翼型失速特性模拟失效;提出了通过修正模型系数a1及β∞*,提高k-ω SST模型预测非平衡湍流输运特性的方法,从而提高对翼型失速特性的模拟精度. 相似文献
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低压涡轮叶栅流动中转捩模型的校验及改进 总被引:1,自引:0,他引:1
为评估并提高现有转捩模型的预测精度,采用计算流体力学(CFD)软件FLUENT 12.1,选取层流模型、全湍流模型、剪切应力输运(SST)低雷诺数模型、k-kl-ω模型以及γ-Reθ模型对低压涡轮叶栅T106-EIZ进行数值模拟,通过与实验数据的对比校验了后3种模型对于转捩以及相关参数的模拟能力,并对结果以及模型的作用机理进行分析,校验结果表明所有模型都不能准确地预测分离流转捩以及尾迹诱导转捩.选取预测效果较好的γ-Reθ模型进行了修正,提出通过修改间歇因子输运方程中的参数Ca1和Ca2的方法来修正该模型,结果表明该方法可以提高模拟精度. 相似文献
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改进SA模型对翼型分离流动的数值模拟 总被引:1,自引:0,他引:1
采用(CFD,Computational Fluid Dynamics)软件Fluent,选取(SA,Spalart-Allmaras)模型,对风力机翼型S825进行了二维数值模拟,并与实验数据进行比较.针对SA模型不能准确预测翼型尾部流动分离的情况,分析了分离区域内湍流的强非平衡输运特性.研究表明,SA模型中系数Cb1与湍流的非平衡输运特性密切相关,进而提出了修正模型系数Cb1改进SA模型的方法,结果表明该方法能够更准确地模拟风力机翼型分离流动. 相似文献
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大涡模拟的一个重要发展方向是处理工程流动问题,但高雷诺数下近壁湍流边界层对计算网格的过高要求成为制约其应用的主要瓶颈;要减少计算量,构建合理且能够正确反映近壁湍流动力学特性的壁面模型是一条有效途径.在此背景下,构造了一种计算中便于实现的基于共振三波的壁面模型.通过对充分发展槽道湍流算例的研究,完成了对该模型构造方法、方案的论证和验证计算.结果表明使用壁面模型后,在减少计算量的同时,定性和定量的结果均较为合理,能够得到重要的瞬态特征结构和正确的一阶、二阶统计量,从而部分验证了该方法的有效性. 相似文献
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为探究机匣壁面温度对跨声转子性能的影响,利用数值模拟对等温机匣壁面和绝热机匣壁面两种情况的跨声转子Rotor 37进行研究,对比分析了其对特性线、总温等参数的展向分布和叶顶流场结构的影响及其机理。结果表明,等温壁面相比于绝热壁面更接近实验的真实情况,采用等温壁面边界条件预测的出口总温径向分布在90%叶高以上更符合实验数据。等温壁面边界条件使Rotor 37转子的效率在数值上提升了约2%,更接近实验数据,但对三维流场的进一步分析表明,其对转子真实性能的影响很小。通过对熵的对比分析发现,由于采用等温壁面,机匣和外界的热交换可达轮缘功的1.4%,导致传统的绝热效率计算公式失效,而在使用增加了热交换项的修正效率公式后,两种温度边界条件的Rotor 37重新计算的效率几乎相等。 相似文献