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1.
某发动机风扇进气畸变数值模拟   总被引:5,自引:3,他引:2       下载免费PDF全文
采用周向平均体积力的方法将叶片对气流的作用简化为体积力源项研究进气畸变对某航空发动机风扇的影响.分别对该风扇在均匀进气条件下和进口存在稳态总压畸变条件下的流场进行了模拟计算,得到了和雷诺平均Navier-Stockes(RANS)计算几乎完全一致的特性线以及流场主要结构特征,在进行进气畸变条件下流场模拟计算时成功地捕捉到了进口畸变扰动在流场中的传播情况,并能够正确反映进气畸变对压气机的影响.结果表明:压气机进气畸变流场有着大尺度、强耦合、信息传播三维性明显等特征,采用周向平均体积力研究方法可以利用非常少的计算资源加深对进气畸变流动的认识.  相似文献
2.
涵道尾桨的CFD模拟与验证   总被引:5,自引:3,他引:2       下载免费PDF全文
采用CFD(计算流体力学)方法分析在悬停和侧飞时直升机涵道尾桨的流场与性能.在轴对称的圆柱坐标系中,用有限容积法和SIMPLE(压力耦合方程的半隐式法)算法求解定常不可压的湍流N-S方程.在分析中,旋转的螺桨被描绘成沿螺桨桨叶展向分布的、与本地流动参数相关的、时间平均的动量源项,通过在N-S方程中加入此动量源项来替代螺桨对流体的作用.计算方法还包括涵道壁的阶梯型近似,原始变量的交错网格,k-ε湍流模型和涵道壁上的壁面函数法等措施.涵道尾桨的流场分析和性能预测同实验测量数据的良好的一致性表明,这种CFD方法可以有效的分析涵道尾桨的具体设计问题.  相似文献
3.
过冷大水滴飞溅特性数值分析   总被引:3,自引:0,他引:3  
王超  常士楠  吴孟龙  靳军 《航空学报》2014,(4):1004-1011
针对过冷大水滴(SLD)撞击结冰表面的飞溅现象,开发了基于欧拉法的二维算法程序,该程序将LEWICE飞溅模型和FENSAP飞溅模型耦合到水滴流场控制方程中进行求解,实现了对SLD撞击特性的准定常计算。根据水滴飞溅模型中对于飞溅生成子水滴质量和速度等信息的定义,通过定义控制方程中的源项,将其耦合到控制方程的求解中,进而研究水滴飞溅效应对于撞击特性的影响。研究发现,由于水滴的飞溅作用,导致翼型壁面附近的液态水含量(LWC)分布发生变化;通过对上述两种典型的SLD飞溅模型进行计算分析,发现了SLD撞击特性的一些共性和不同,并揭示了SLD撞击效应的一般特点。  相似文献
4.
源项法模拟高超声速飞行器内外一体化流场   总被引:2,自引:0,他引:2       下载免费PDF全文
范晓樯  贾地  潘沙  李桦 《推进技术》2005,26(5):385-388
为了简化燃烧室流场模拟,提高内外流场数值仿真效率,为高超声速飞行器一体化构型提供设计依据和参考,发展了一种在流动控制方程组中加入源项的数值模拟方法。通过调节源项作用位置及大小,该方法可实现对超燃冲压发动机燃烧室内的添质添能流动的模拟:与直联式试车台实验数据对比表明,该方法能够较好地模拟冲压发动机内压力分布,能够满足飞行器气动/推进一体化构型方案设计及总体方案设计阶段的需求。  相似文献
5.
杨金广  吴虎 《航空学报》2014,35(1):116-124
 双方程k-ω剪切应力输运(SST)湍流模型通常以隐式耦合方式或者显式半耦合/解耦的方式来求解。本文提出了该模型的一种显式耦合应用方法,即通过点隐的方式来处理湍流源项的刚性,并与混合Runge-Kutta时间推进以及当地时间步长、隐式残差光顺等加速收敛技术相结合,从而使得湍流方程可以与流动方程同时求解。为了增强计算的鲁棒性,进一步对湍流变量进行了限制。将所发展的方法用于DLR平面叶栅算例,确认了求解结果的正确性以及刚性的来源。通过对三维NASA Rotor 67的模拟,验证了SST模型的精度;进一步将其与Badwin-Lomax(BL)模型、Spalart-Allmaras(SA)模型对比,发现三者都能正确地捕捉出口参数分布,且SST与SA模型的模拟结果比较一致;对于该算例,SST模型在总温模拟上更具优势,而BL模型在总压分布上与试验值更加接近。  相似文献
6.
杜涛 《航空学报》2003,24(2):111-115
 通过模型方程分析看到了一个重要的现象, 如果源项涉及的时间尺度远小于对流项的时间尺度, 那么基于对流时间尺度作为步长的传统数值方法, 即使源项相对于墩流项是个小量, 也会导致平均尺度上错误的结果。为了克服这种困难, 采用时间分裂方法, 把方程分裂成含对流项部分的偏微分方程( PDE) 和包含源项的常微分方程(ODE) 基础上, PDE 使用传统的数值方法, ODE 用解析的方法求解。该混合方法在数值格式时间步长小于平均流动时间尺度时, 得到正确解, 而与点源所隐含的时间尺度无关。把这个方法应用在含源流动的Euler 方程的计算中, 计算了翼型振荡问题, 取得了理想的结果。  相似文献
7.
气膜冷却涡轮数值仿真技术进展   总被引:1,自引:0,他引:1  
随着航空发动机性能的不断提高,高压涡轮进口燃气温度不断提升,远远超过了金属许用温度。为了安全运行,需要对涡轮进行冷却。由于气膜冷却具有冷却效率高、易于实现等优点,在航空发动机中得到了广泛的应用。但由于用于气膜冷却的空气流量大、且与主流掺混过程复杂,如何准确模拟冷气与主流的掺混是气冷涡轮的设计关键。本文对气膜冷却涡轮仿真采用的冷气喷射源项法和真实气膜孔仿真方法的国内外发展及现状进行了阐述,总结了两种方法的优缺点和工程应用情况,并从工程应用角度对下一步的研究方向提出了建议。  相似文献
8.
单级跨声速压气机进气畸变数值模拟   总被引:1,自引:1,他引:0       下载免费PDF全文
基于彻体力模型的基本思想,发展了一套能够反映进气畸变对风扇/压气机气动性能影响的三维数值计算程序CSAC.首先详细研究了彻体力模型的具体建模方法,然后发展了相应的三维数值计算程序.利用该程序针对某单级跨声速压气机在均匀进气下的流场进行了计算验证,计算结果与雷诺平均Navier-Stokes(RANS)计算吻合得很好,流场主要参数分布与相关实验数据也有很好的一致性.利用该程序分别计算分析了进口存在稳态周向总压畸变及周向总温畸变的全环三维畸变流场,结果表明:压气机进口畸变流场存在大尺度、强三维特征,将导致压气机总压比及稳定裕度下降.所有计算结果均显示该模型能够在降低对计算资源和工程经验依赖的同时,有效分析进气畸变对压气机特性的影响.  相似文献
9.
涡轮导叶前缘多排孔冷气掺混数值模拟   总被引:1,自引:1,他引:0       下载免费PDF全文
针对某三维扭转冷却涡轮导叶在前缘开设3排冷却孔,冷却孔流向夹角均为90°,径向射流角分别为30°,60°和90°,分别采用点源项与真实孔射流两种方法对前缘冷却孔气动性能和冷却特性进行了对比研究,分析了点源项与真实孔冷气掺混机制以及不同径向射流角对叶栅通道流场和冷却特性的影响.结果表明:真实冷却孔射流对前缘附近约10%轴向弦长范围内的流动影响较大,冷却效果涵盖了整个导叶;点源项方法所得压力与非冷却涡轮很接近;冷气径向喷射角减小,真实孔模型导叶表面温度下降了8%~16%,而点源项模型导叶表面温度降低了21%~23%.在工程实际中不能将点源项法计算结果用作定量评估依据.  相似文献
10.
畸变进气下压气机三维黏性数值计算模型   总被引:1,自引:1,他引:0       下载免费PDF全文
通过对压气机环形无叶片通道求解带源项的N-S(Navier-Stokes)方程,实现对压气机全通道流场的计算,建立了压气机三维黏性非定常数值计算模型.源项是由三维计算流体动力学(CFD)求解器定常计算的气流参数计算得到,求得不同工作点源项大小,然后根据进口参数对源项插值得到当前计算点源项.采用该模型对某跨声速单级压气机在均匀进气下性能和流场的计算结果与实验结果进行了对比,两者能够较好的一致,验证了模型的可靠性;之后应用该模型对周向总压畸变进气下的流场和性能进行了计算,分析了畸变进气对压气机三维流场和性能的影响,并引入压气机失稳判据分析畸变对压气机稳定性的影响.  相似文献
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